Прямоточный двигатель сверхзвукового горения: Американцы испытали гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно- реактивного двигателя — патент РФ 2101536

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: при разгоне сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя осуществляют сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, причем при полете на скоростях меньше 6 — 8 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 — 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателе, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива. 2 ил.

Рисунок 1, Рисунок 2

Формула изобретения

Способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя преимущественно для воздушно-космического самолета, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, отличающийся тем, что при полете на скоростях меньше 6 9 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям и представляет собой способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД), предназначенного преимущественно для воздушно-космических самолетов (ВКС), т.е. таких самолетов, которые на определенном участке своей траектории перед выходом в космос разгоняются с помощью собственных воздушнореактивных двигателей. Самолеты такого типа, как известно, имеют определенные преимущества перед другими космическими аппаратами, в частности перед «Шатлами», так как для взлета они могут использовать обычные аэродромы.

Известен способ разгона СПВРД, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле.

Указанный способ, выбранный в качестве прототипа, рассчитан на достаточно узкий диапазон по числам Маха (М 5 7), т.е. по существу применим для однорежимного маршевого СПВРД. Это обстоятельство исключает возможность применения известного способа в ВКС СПВРД которых должны быть широкодиапазонными, разгонными двигателями. Применяющееся в известном способе глубокое торможение потока от сверхзвуковых до малых дозвуковых скоростей и последующий разгон потока до скоростей, значительно превышающих сверхзвуковую скорость полета, все эти процессы связаны со значительными потерями энергии, особенно на больших сверхзвуковых скоростях полета (М 10 20), характерных для ВКС.

Задачей зобретения является устранение указанных недостатков.

Достигается это тем, что в способе разгона СПВРД, включающем сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, при полете на скоростях менее 6 8 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива.

Такой способ разгона позволяет обеспечить высокую эффективность СПВРД в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета (М 2 25) и делает целесообразным использование СПВРД в силовой установке ВКС.

На фиг. 1 показан ВКС на режиме полета со скоростями менее 6 8 чисел Маха; на фиг. 2 ВКС на режиме полета со скоростями более 6 8 чисел Маха.

Фюзеляж 1 ВКС снабжен рампой 2, клином 3 и соплом 4. Регулируемая проточная часть в данном примере выполнена в виде подвижного короба 5, положение которого относительно фюзеляжа изменяется с помощью механизма, описанного в патенте России N 2028488, кл. F 02 K 7/08, 1988 г. Короб 5 образует камеру сгорания 6 и воздухозаборник 7.

Ниже приводится пример осуществления данного способа.

При полете на Махах менее 6 8 осуществляется режим работы с дозвуковым сгоранием и тепловым кризисом (фиг. 1). На этом режиме работы набегающий поток воздуха сжимается в системе внешних скачков уплотнения (косые скачки a, b, возникающие на фиксированных элементах фюзеляжа рампе 2 и клине 3). Далее поток сжимается в косом c и прямом d скачках, формируемых воздухозаборником 7 подвижного короба 5. При этом в камеру сгорания 6 топливо подают распределенно по длине камеры, добиваясь теплового кризиса (сечение e).

При увеличении числа Маха полета свыше 6 8 впрыскивание топлива производят до воздухозаборника (фиг. 2), в данном случае за косым скачком b где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива. При этом регулированием положения короба 5 в воздухозаборнике 7 формируют скачок уплотнения f, нормальная составляющая числа Маха за которым равна единице, а температура за скачком превышает температуру самовоспламенения топлива (скачок Чепмена Жуге). Топливо за скачком f воспламеняется и устанавливается режим детонационного горения. Таким образом на этом режиме происходит ограниченное, в значительно меньшей степени, чем в прототипе, торможение потока. Благодаря этому КПД цикла двигателя сохраняется достаточно высоким и при больших сверхзвуковых скоростях полета. Подача топлива перед воздухозаборником исключает возможность преждевременного его воспламенения. Следует отметить, что температуру в зоне впрыска топлива можно регулировать, изменяя угол атаки ВКС.

СПВРД, работающий по данному способу, как показали расчеты, имеет достаточно высокую эффективность в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета, что делает целесообразным его использование в силовой установке ВКС.

Глава седьмая Проблема, которую еще нужно решить. Воздушно-реактивные двигатели

Глава седьмая

Проблема, которую еще нужно решить

Сжатие воздуха — важнейший, но не единственный процесс, происходящий в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. После того как воздух сжат, его необходимо нагреть — без этого двигатель не может развивать тягу. А для нагревания воздуха в двигателе нужно сжечь топливо. Средняя цилиндрическая часть двигателя, в которую поступает воздух из диффузора и где происходит сгорание топлива, поэтому и называется камерой сгорания.

Сгорание топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе является самой сложной частью протекающего в нем рабочего процесса. Со сгоранием связаны, пожалуй, наибольшие трудности, которые возникают и перед ученым, исследующим прямоточный двигатель, и перед конструктором, создающим новый образец такого двигателя, и перед экспериментатором, испытывающим его на стенде или в полете.

Правда, так обстоит дело не только в случае прямоточного двигателя. Сгорание представляет собой обычно наименее изученную часть рабочего процесса едва ли не любого теплового двигателя. Это относится и к таким широко распространенным двигателям, как поршневые двигатели внутреннего сгорания — автомобильные, тракторные, авиационные, судовые и другие. Но если недостаточная изученность процесса сгорания в этих двигателях не мешает их успешному использованию, то иначе обстоит дело с прямоточным двигателем. По существу именно сгорание главным образом и представляет собой ту основную трудность, которую предстоит еще преодолеть ученым и конструкторам на пути освоения прямоточного воздушно-реактивного двигателя с тем, чтобы он получил полноправную путевку в жизнь.

Неудивительно, что сгорание топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе представляет собой столь сложную проблему. Ведь это сгорание должно происходить в необычайно трудных условиях, каких нет ни в одном из других тепловых двигателей.

Каждый по своему опыту знает, как трудно зажечь спичку на сильном ветру. К каким только ухищрениям не прибегают опытные курильщики, чтобы прикурить на улице, когда дует ветер. Поворачиваются спиной к ветру, прячут дрожащее пламя спички под полу пальто или в согнутую крендельком ладонь руки. И все же далеко не всегда удается зажечь спичку. Что же говорить о камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где «дует» не просто ветер, а невиданной силы ураган?

Несмотря на то, что воздух, стремительно набегающий на двигатель, тормозится в диффузоре, скорость его в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя все же больше, чем скорость самого сильного урагана. Ветер, дующий со скоростью в несколько десятков метров в секунду, — это ураган страшной, невиданной силы, а скорость воздуха в камере сгорания прямоточного двигателя превосходит 100 м/сек. Когда мы говорим о торможении воздуха в диффузоре, то имеем, конечно, на это право, ибо скорость воздуха уменьшается при этом в несколько раз. Тем не менее в камере сгорания воздух движется с невиданной в природе скоростью.

Но почему нельзя затормозить воздух в диффузоре еще сильнее, так чтобы в камере сгорания его скорость составляла, допустим, всего несколько метров в секунду? Сделать это, конечно, можно, но это чрезвычайно невыгодно. Ведь чем меньше скорость воздуха в камере сгорания, тем больше должно быть поперечное сечение камеры, чтобы пропустить то же количество воздуха. Но диаметр камеры сгорания — это наибольший диаметр двигателя, и его увеличение связано с увеличением лобового сопротивления самолета. Это особенно нежелательно при сверхзвуковых скоростях полета, для которых в первую очередь и предназначены прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Поэтому диаметр камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя должен быть как можно меньшим; при этом скорость течения воздуха в камере получается очень большой.

Как же можно поджечь горючую топливовоздушную смесь в прямоточном двигателе и заставить ее потом непрерывно и устойчиво гореть, если в камере сгорания двигателя бушует искусственный ураган, равных которому по силе не встречается в природе?

В этом и заключается главная трудность обеспечения сгорания топлива в прямоточном двигателе. Горение топлива в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя — это по сути дела непрерывное, ни на минуту не прекращающееся единоборство пламени с ураганом. В этой борьбе либо побеждает пламя — и тогда двигатель работает, либо победа склоняется на сторону ветра — и тогда пламя начинает пульсировать, двигатель работает неустойчиво, а затем и вовсе останавливается, «глохнет»: пламя срывается и горение прекращается.

Как удается заставить топливо гореть в воздушном потоке, движущемся с такой огромной скоростью?

Впервые эта проблема, имеющая важнейшее значение не для одних только прямоточных двигателей, была подвергнута изучению нашим отечественным ученым — физиком В. А. Михельсоном в конце прошлого века. С тех пор ученые и конструкторы нашей страны раскрыли много загадок, относящихся к сгоранию топлива в потоке, что позволило создать ряд удачных конструкций высокоскоростных камер сгорания, в частности для турбореактивных двигателей. Чтобы понять, как удается решить эту задачу, представим себе камеру сгорания прямоточного двигателя. Из топливных форсунок вытекает под давлением топливо, которым в прямоточных двигателях обычно является бензин. Смешиваясь с воздухом, бензин образует горючую смесь, которая и должна гореть.

Вспомните, как вы поджигаете газовую горелку. Открывая кран, перекрывающий доступ газа к горелке, вы подносите к ней зажженную спичку — газ вспыхивает, образуя светящийся факел пламени. Спичка давно погасла, но газ продолжает гореть. В спокойном воздухе факел совершенно недвижим. Но эта неподвижность обманчива — внутри факела происходят сложные процессы, развивающиеся с большой скоростью. Раскаленные, светящиеся продукты сгорания улетучиваются, поднимаясь кверху, а их место занимают новые порции свежего газа. Они снова смешиваются с воздухом, подогреваются, воспламеняются и сгорают, чтобы так же улетучиться из факела, как и продукты сгорания предыдущих порций.

Значит, неподвижность факела — это не покой, а результат особого равновесия в ходе процесса. Вот так же, например, иногда не меняется уровень воды в водопроводной раковине, хотя из крана хлещет вода: так бывает в тех случаях, когда приток воды в раковину равен количеству воды, которая успевает вытечь из нее. Если мы несколько прикроем водопроводный кран, то уровень воды в раковине понизится, а затем снова наступит равновесие. То же произойдет и в случае, если мы, наоборот, откроем кран сильнее. Только на этот раз новый равновесный уровень воды в раковине будет более высоким.

Попробуем проделать такой же опыт с факелом. Уменьшим подачу свежего газа. Тотчас же светящийся конус пламени уменьшится. Почему? Очевидно, установилось новое равновесие аналогично тому, как это происходит при изменении уровня воды в раковине. Точно так же новое равновесие установится, если мы увеличим подачу газа — факел станет большим.

Возвратимся снова к раковине. Если мы чрезмерно откроем водопроводный кран, то уровень воды в раковине поднимется настолько, что вода начнет переливаться через край. Это будет пределом возможного смещения равновесия в одну сторону, в сторону повышения уровня. Другого предела мы достигнем в том случае, если прикроем кран настолько, что вода будет литься из него тонкой струйкой, так что в раковине воды вовсе не будет, она будет сразу выливаться из нее.

Явления в горящем факеле, конечно, гораздо сложнее, чем в нашем примере с водопроводной раковиной. Не так просто понять, какие факторы обусловливают равновесие факела, и установить пределы, ограничивающие это равновесие. Опыт показывает, что такие пределы существуют. Если сильно подуть на горящий факел или, например, сильно повысить давление и, следовательно, скорость выходящего газа, то факел оторвется от горелки и погаснет.

Оказывается, главное условие того, чтобы факел был устойчивым и непрерывно горел, — это непрерывное поджигание новых порций газа, выходящих из горелки. Эти порции воспламеняются уже горящими частицами газа. Горение распространяется от горящей смеси к свежей с определенной скоростью — она так и называется скоростью сгорания. Легко видеть, что если скорость, с которой горящая смесь уносится от горелки, станет очень большой, то горение просто не успеет распространиться, факел оторвется от горелки и затем погаснет. Чем больше скорость сгорания, тем больше и та предельная скорость подачи газа, при которой факел еще сохраняет устойчивость.

Явления, происходящие в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, еще сложней, чем в факеле газовой горелки, так как в камеру поступает не газообразное, а жидкое топливо. Значит, до сгорания его необходимо распылить, т. е. образовать облако мельчайших капелек, перемешать эти капельки равномерно с воздухом, а затем испарить. Эти процессы подготовки топливовоздушной смеси к сгоранию сильно усложняют картину явлений, происходящих в камере сгорания двигателя.

Однако главным и здесь остается поджигание новых порций топлива. В отличие от пламени газовой горелки факел в камере сгорания прямоточного двигателя обдувается стремительным потоком воздуха. Скорость этого воздушного потока во много раз превышает скорость, с которой распространяется по потоку сгорание. Вследствие этого пламя не может удержаться в камере, оно срывается и уносится потоком; двигатель перестает работать, «глохнет».

Как же все-таки в таких условиях удается поджигать топливо и обеспечивать тем самым устойчивое горение в прямоточном двигателе? Для этого используются разные методы, но все они преследуют одну и ту же цель — подвести раскаленные газы (продукты сгорания) к основанию факела с тем, чтобы они подожгли топливовоздушную смесь. В одном случае для этого топливо впрыскивается в камеру сгорания двигателя не по направлению воздушного потока, а против него; горящие газы меняют затем свое направление и омывают основание факела. По другому методу воздух, омывающий факел, закручивается штопором, образуя настоящий небольшой смерч; для этой цели он пропускается через особый завихритель, имеющий расположенные по спирали лопатки. В результате такого завихрения воздуха внутри воздушного вихря образуется область пониженного давления, в которую поступают раскаленные газы (продукты горения), меняя свое направление на обратное. Так создается постоянная зона обратного тока раскаленных газов, поджигающих топливо. Наконец, в третьем случае в камере сгорания устанавливаются специальные стабилизаторы пламени — экраны. Воздух, обтекающий эти экраны, которым придают обычно неудобообтекаемую форму, создает за ними застойные вихревые зоны, куда также проникают раскаленные продукты горения, поджигая факел.

На рис. 63 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором использован один из описанных способов стабилизации пламени в камере сгорания. Горелки и стабилизирующие устройства располагаются обычно в передней части камеры, сразу за диффузором, образуя так называемое фронтовое устройство, или регистр. В дозвуковых прямоточных двигателях одно только это фронтовое устройство и можно видеть внутри двигателя, если заглянуть в него через торцовые отверстия. В сверхзвуковых двигателях, как указывалось выше, обычно имеется еще центральное тело.

Рис. 63. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со стабилизатором пламени

Но почему же мы говорили выше о сгорании в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, как о сложной проблеме, которую еще нужно решить, если уже существуют прямоточные воздушно-реактивные двигатели с надежным, устойчивым сгоранием?

К сожалению, даже в этих существующих двигателях проблема сгорания решена далеко не до конца. В одних двигателях устойчивость сгорания достигнута ценой слишком больших потерь давления в камере сгорания, что приводит к значительному уменьшению тяги и увеличению расхода топлива. В некоторых двигателях сгорание устойчиво на одних режимах работы, но становится неудовлетворительным на других. Но самое главное заключается в том, что обеспечение сгорания в существующих двигателях осуществлялась и осуществляется даже до сих пор в основном чисто опытным путем, на ощупь, путем длительных испытаний с сопутствующими им переделками камеры сгорания. Вследствие этого доводка прямоточных двигателей, для испытания которых требуются весьма сложные, громоздкие и дорого стоящие установки, затягивается иной раз на годы. Кроме тою, когда конструкторы приступают к созданию нового двигателя, то им из-за отсутствия ясных представлений о процессах, происходящих в камере сгорания, приходится идти все тем же экспериментальным путем. Единственные указания им дает опыт прошлого, но этот опыт, конечно, всегда оказывается недостаточным, когда речь идет о создании нового двигателя, рассчитанного на иные требования и иные условия работы. Так теория, которая должна освещать путь практике, в этом случае пока еще отстает от нее.

Наибольшие трудности, связанные со сгоранием в прямоточном двигателе, возникают как раз тогда, когда двигатель предназначается для полета с большими скоростями, намного превышающими скорость звука, и на очень больших высотах, что и характерно для использования прямоточного двигателя. Когда растет скорость полета, то обычно увеличивается и скорость воздушного потока в камере сгорания, а вместе с ней растут и трудности стабилизации горения. Большие неприятности часто создают мощные пульсации и колебания воздушного потока в камере сгорания, из-за чего пламя начинает сильно вибрировать. При этом не только резко снижается тяга и увеличивается расход топлива, но сам двигатель может легко выйти из строя. Еще хуже обстоит дело со сгоранием при увеличении высоты полета. А ведь полет со скоростью, в 2—3 раза превышающей скорость звука, возможен только на весьма больших высотах, где воздух крайне разрежен и, следовательно, не оказывает такого большого сопротивления летящему самолету, как на малых высотах. Вблизи земли это сопротивление так велико, что полет со скоростью, в 2—3 раза превышающей скорость звука, становится практически невозможным. Невозможен он еще и потому, что при полете с такими большими скоростями в плотной атмосфере оболочка самолета может сильно разогреться: на больших высотах в разреженном воздухе этого не происходит. Но именно разреженность воздуха создает особые, пока еще до конца не преодоленные трудности в работе камеры сгорания прямоточного, да и других воздушно-реактивных двигателей. Оказывается, что при увеличении высоты полета в работе камеры сгорания двигателя, вполне

удовлетворительно работавшего у земли и на меньших высотах, наступают перебои. Пламя начинает пульсировать, а затем срывается и гаснет. Это объясняется тем, что скорость сгорания топлива при увеличении высоты полета резко уменьшается, так как уменьшаются давление и температура воздуха в камере сгорания двигателя. Мало того, при значительном увеличении высоты полета топливовоздушную смесь в камере сгорания вообще не удается воспламенить.

Обеспечение нормального сгорания топливовоздушной смеси при больших скоростях и высотах полета является в настоящее время основной проблемой развития прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Можно не сомневаться в том, что эта проблема будет в недалеком будущем решена. Тем самым для прямоточных двигателей будут открыты именно те области применения, в которых они не имеют себе равных среди всех других авиационных двигателей. Тогда авиация сделает еще один громадный скачок вперед в отношении скоростей и высот полета. Это — дело авиации завтрашнего дня.

Чтобы закончить наш рассказ о сгорании в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, следует еще раз подчеркнуть огромное превосходство этого двигателя перед турбореактивным. Это превосходство связано с допустимой температурой сгорания. Мы знаем, что лопатки турбины ограничивают максимальную температуру газов, выходящих из камеры сгорания турбореактивного двигателя. Поэтому в турбореактивном двигателе участвует в сгорании лишь около четверти всего воздуха, протекающего через камеру сгорания. Остальной воздух служит для охлаждения продуктов сгорания — он добавляется к ним уже за зоной горения. В прямоточном двигателе такого ограничения нет, ибо нет и турбины. Здесь для сгорания топлива можно использовать весь кислород, заключенный в воздухе. Поэтому при том же количестве протекающего через двигатель воздуха в прямоточном воздушно-реактивном двигателе удается сжигать в 3—4 раза больше топлива и получить в результате этого соответственно большую тягу с единицы площади «лба» двигателя. А ведь в таком увеличении этой удельной лобовой тяги, а следовательно, и мощности, приходящейся на единицу площади вредной лобовой поверхности двигателя (вредной потому, что именно с ней связано лобовое сопротивление двигателя), и лежит ключ к увеличению скорости полета.

В турбореактивном двигателе газы, выходящие из камеры сгорания, имеют температуру не более 850—900° С. В прямоточном двигателе эта температура превышает 1500—1600° С. Поэтому реактивная струя, вытекающая из сопла турбореактивного двигателя в атмосферу, имеет температуру 600—650° С, тогда как из прямоточного двигателя через сопло вытекают газы с температурой до 1500° С. Это надо всегда иметь в виду при установке двигателя на летательный аппарат. Небрежность конструктора в этом отношении может вызвать непоправимую катастрофу.

Мы познакомились в основном с двумя важнейшими частями прямоточного воздушно-реактивного двигателя — диффузором и камерой сгорания, и только вскользь — с соплом, являющимся третьей основной частью двигателя. В сопле газы, выходящие из камеры сгорания, расширяются и скорость их движения соответственно увеличивается, без чего нельзя получить большую тягу двигателя. В дозвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе реактивное сопло имеет обычно такую же форму конической сходящейся трубы, как и сопло турбореактивного двигателя. Но, оказывается, в прямоточном двигателе можно и вовсе обойтись без сопла. В этом случае прямоточный воздушно-реактивный двигатель станет еще более простым по внешним очертаниям — он превратится в простую цилиндрическую трубу с коническим диффузором спереди, без которого, как уже говорилось выше, обойтись нельзя. Но почему же можно обойтись без сопла, где в этом случае будет происходить необходимое расширение газов и увеличение их скорости движения?

Оказывается, функции сопла можно передать камере сгорания. Выше отмечалось, что при горении топлива в цилиндрической камере сгорания скорость течения газов увеличивается, так как газы расширяются. Можно добиться и того, чтобы это расширение газов в камере сгорания произошло вплоть до атмосферного давления. Тогда, очевидно, и не будет надобности ни в каком сопле.

Иначе обстоит дело в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе. Так как скорость истечения газов из такого двигателя может значительно превосходить скорость звука, то сопло сверхзвукового двигателя тоже должно быть, как правило, сверхзвуковым. Это значит, что оно должно сначала суживаться, а затем расширяться. Наличие на двигателе такого сопла обычно и свидетельствует о том, что он предназначен для сверхзвукового полета.

В сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе функции сопла уже не может выполнять камера сгорания.

В цилиндрической камере сгорания может быть достигнута только скорость звука. Перейти через эту скорость в цилиндрической камере невозможно. Поэтому камера сгорания может заменить только первую, сужающуюся часть сверхзвукового сопла, вторая же, расширяющаяся часть в сверхзвуковом воздушно-реактивном двигателе сохраняется. Следовательно, если сопло двигателя представляет собой простую расширяющуюся трубу, то мы имеем дело со сверхзвуковым двигателем, в котором на выходе из камеры сгорания газы имеют скорость звука.

Глава седьмая

Глава седьмая
Бесшумный, мягкий, молочно-белый, он крадется на коварных кошачьих лапах, припадая к самой земле, цепляясь за ложбинки, выбирая места пониже. И все время вспухает, делается гуще и толще и, словно осознав свою созревшую силу, неожиданно закрывает все окрест.

Глава седьмая

Глава седьмая
Запись двумя разными почерками.Первый абзац ее рукой – твердой, аккуратной, ученически-прилежной; второй – неверными, дрожащими закорючками с длинными хвостами у концевых букв:»5 апреля. Консилиум в составе травматолога, доктора медицинских наук

Глава 19 ПРОБЛЕМА ТЯГИ

Глава 19 ПРОБЛЕМА ТЯГИ
Дальние межпланетные экспедиции и проблема тяги
Общеизвестно, что на сегодняшний день основой космической экспансии человечества по-прежнему являются ракеты на жидком топливе. Однако имеющиеся в наличии и перспективные ракеты на жидком топливе, к

Глава 90. Программа «Нам нужно восемь»

Глава 90. Программа «Нам нужно восемь»
После кончины сэра Генри Кэмпбэлла-Бэннермэна в начале 1908 г. премьер- министром стал мистер Эсквис, а министерство финансов возглавил Ллойд Джордж. У.Черчилль перешел в министерство торговли, войдя в состав Кабинета министров, и

Глава седьмая. Возрождение военных ракет

Глава седьмая. Возрождение военных ракет
Через 60 лет после запуска последней ракеты Конгрева военная ракета вновь возродилась для истории в горах у Геок-Тепе. Нельзя, конечно, утверждать, что в течение такого продолжительного периода времени военных ракет вообще не

Глава седьмая

Глава седьмая
Утро выдалось прекрасное, безветренное, на небе ни облачка — идеальный день для космического полёта. Анни разбудила мальчиков, едва рассвело.— День запуска шаттла! — прокричала она в ухо Джорджу.Тот застонал и накрылся одеялом с головой.— Вставай,

ГЛАВА СЕДЬМАЯ ПОЕДИНКИ ЧУДОВИЩ

ГЛАВА СЕДЬМАЯ
ПОЕДИНКИ ЧУДОВИЩ
ПОМИМО ПОСТОЯННОГО РОСТА КАЛИБРА И ДЛИНЫ ствола, отмечавшихся с начала 1941 г. и направленных на достижение максимально высокой начальной скорости полета снаряда, необходимой для обеспечения как можно более высокой бронепробиваемости,

Глава 1 Проблема хищения электроэнергии

Глава 1 Проблема хищения электроэнергии
Одним из видов так называемых коммерческих потерь электроэнергии являются ее хищения; масштабы этого явления приобретают в последние годы катастрофический характер.В условиях рыночной экономики электроэнергия представляет

Глава 2 Проблема снижения коммерческих потерь электроэнергии в электрических сетях

Глава 2 Проблема снижения коммерческих потерь электроэнергии в электрических сетях
Потери электроэнергии в электрических сетях принято условно разделять на технические и коммерческие. К техническим относятся потери электроэнергии, обусловленные физическими

Глава седьмая.

Глава седьмая.
Ночь главного конструктораКошкин внимательно, от корки до корки, прочитал довольно объемистый отчет о сравнительных испытаниях танков А-20 и Т-32. В выводах комиссия отметила, что оба танка «выполнены хорошо, а по своей надежности и прочности выше всех

Глава седьмая ОРУЖИЕ

Глава седьмая
ОРУЖИЕ
Главный калибр
силе артиллерии кроется боевая мощь линейного корабля. Какая же это артиллерия? Какие пушки входят в нее? Сколько их, как ведут из них огонь, какое действие производят их снаряды?Наступательная тяжелая артиллерия линейного корабля

Глава седьмая Подводная защита

Глава седьмая
Подводная защита
Газо-водяной молот
Тралы и тральщики — все это активные средства борьбы с угрозой подводного удара. Но ведь далеко не во всех случаях можно пользоваться тралами. У берегов противника, например, там, где минные заграждения бдительно

Глава седьмая

Глава седьмая
С момента побега прошло более суток. Теперь они думали только о хлебе. Они решили пробираться к дороге, к деревне.Вдруг послышались шаги и голоса. Они бросились на землю, стараясь не дышать, не двигаться. Так они лежали в неудобной позе, прижимаясь к траве,

Глава седьмая

Глава седьмая
Прошло более суток. Теперь они думали только о хлебе; решили пробираться к дороге, к деревне.Вдруг послышались шаги и голоса. Они бросились на землю, стараясь не дышать, не двигаться. Так они лежали в неудобной позе, прижимаясь к траве, пытаясь разобраться в

Глава седьмая

Глава седьмая
— Вы будете выступать? — Туров повернулся к Лехту. — Пожалуй, — ответил Лехт и медленно пошел к трибуне, неся с собой тяжелый портфель, словно он был наполнен не бумагами, а силикальцитными камнями.— Может быть, прежде всего вы расскажете нам о

Прямоточный реактивный двигатель. ПВРД.

Реактивный двигатель – устройство, создающее требуемую для движения силу тяги, преобразовывая внутреннюю энергию горючего в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Классы реактивных двигателей:

Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:

• Воздушно-реактивные – тепловые двигатели, использующие энергию окисления воздуха, получаемого из атмосферы. В этих двигателях рабочее тело представлено смесью продуктов горения с остальными элементами отобранного воздуха.
• Ракетные – двигатели, которые на борту содержат все необходимые компоненты и способны работать даже в безвоздушном пространстве.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства повышение давления образуется путем торможения встречного воздушного потока.

Рабочий процесс ПВРД можно кратко описать следующим образом:

• Во входное устройство двигателя поступает воздух со скоростью полета, кинетическая его энергия преобразуется во внутреннюю, давление и температура воздуха повышаются. На входе в камеру сгорания и по всей длине проточной части наблюдается максимальное давление.

• Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит путем окисления подаваемого воздуха, при этом внутренняя энергия рабочего тела увеличивается.
• Далее поток сужается в сопле, рабочее тело достигает звуковой скорости, а вновь при расширении – сверхзвуковой. За счет того, что рабочее тело движется со скоростью, превышающей скорость встречного потока, внутри создается реактивная тяга.

В конструктивном плане ПВРД является предельно простым устройством. В составе двигателя есть камера сгорания, внутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздух – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое является суживающейся-расширяющимся.

Развитие технологии смесевого твердого топлива повлекло за собой использование этого горючего в ПВРД. В камере сгорания располагается топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело постепенно окисляет поверхность топлива и нагревается само. Применение твердого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная система становится ненужной.

Смесевое топливо по своему составу в ПВРД отличается от применяемого в РДТТ. Если в ракетном двигателе большую часть состава топлива занимает окислитель, то в ПВРД он используется в небольших пропорциях для активирования процесса горения.

Наполнитель смесевого топлива ПВРД преимущественно состоит из мелкодисперсного порошка бериллия, магния или алюминия. Их теплота окисления существенно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. В качестве примера твердотопливного ПВРД можно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».

Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:

• Чем больше показатель скорости полета, тем большим будет расход воздуха, проходящего через тракт двигателя, соответственно, большее количество кислорода будет проникать в камеру сгорания, что увеличивает расход топлива, тепловую и механическую мощность мотора.
• Чем больше расход воздуха сквозь тракт двигателя, тем выше будет создаваемая мотором тяга. Однако существует некий предел, расход воздуха сквозь тракт мотора не может увеличиваться неограниченно.
• При возрастании скорости полета увеличивается уровень давления в камере сгорания. Вследствие этого увеличивается термический КПД двигателя.
• Чем больше разница между скоростью полета аппарата и скоростью прохождения реактивной струи, тем больше тяга двигателя.

Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета можно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет увеличиваться вместе с ростом скорости полета. Когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором наблюдается оптимальная скорость полета.

В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:

• дозвуковые;
• сверхзвуковые;
• гиперзвуковые.

Каждая из групп имеет свои отличительные особенности конструкции.

Дозвуковые ПВРД

Эта группа двигателей предназначена для обеспечения полетов на скоростях, равных от 0,5 до 1,0 числа Маха. Сжатие воздуха и торможение в таких двигателях происходит в диффузоре – расширяющемся канале устройства на входе потока.

Данные двигатели имеют крайне низкую эффективность. При полетах на скорости М= 0,5 уровень увеличения давления в них равен 1,186, из-за чего идеальный термический КПД для них – всего 4,76%, а если еще и учитывать потери в реальном двигателе, эта величина будет приближаться к нулю. Это значит, что при полетах на скоростях M<0,5 дозвуковой ПВРД неработоспособен.

Но даже на предельной скорости для дозвукового диапазона при М=1 уровень увеличения давления равен 1,89, а идеальный термический коэффициент – всего 16, 7%. Эти показатели в 1,5 раза меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания, и в 2 раза меньше, нежели у газотурбинных двигателей. Газотурбинные и поршневые двигатели к тому же эффективны для использования при работе в стационарном положении. Поэтому прямоточные дозвуковые двигатели в сравнении с другими авиационными двигателями оказались неконкурентоспособными и в настоящее время серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД рассчитаны на осуществление полетов в диапазоне скоростей 1 < M < 5.

Торможение газового сверхзвукового потока всегда выполняется разрывно, при этом образуется ударная волна, которая называется скачком уплотнения. На дистанции ударной волны процесс сжатия газа не является изоэнтропийным. Следовательно, наблюдаются потери механической энергии, уровень увеличения давления в нем меньший, нежели в изоэнтропийном процессе. Чем мощнее будет скачок уплотнения, тем больше изменится скорость потока на фронте, соответственно, больше потери давления, иногда достигающие 50%.

Для того чтобы минимизировать потери давления, организуется сжатие не в одном, а нескольких скачках уплотнения с меньшей интенсивностью. После каждого из таких скачков наблюдается снижение скорости потока, которая остается сверхзвуковой. Это достигается, если фронт скачков расположен под углом к направлению скорости потока. Параметры потока в интервалах между скачками остаются постоянными.

В последнем скачке скорость достигает дозвукового показателя, дальнейшие процессы торможения и сжатия воздуха происходят непрерывно в канале диффузора.

Если входное устройство мотора расположено в области невозмущенного потока (например, впереди летательного аппарата на носовом окончании или на достаточном отдалении от фюзеляжа на крыльевой консоли), оно выполняется асимметричным и комплектуется центральным телом – острым длинным «конусом», выходящим из обечайки. Центральное тело предназначено для создания во встречном воздушном потоке косых скачков уплотнения, которые обеспечивают сжатие и торможение воздуха до момента его поступления в специальный канал входного устройства. Представленные входные устройства получили название устройств конического течения, воздух внутри них циркулирует, образуя коническую форму.

Центральное коническое тело может быть оснащено механическим приводом, который позволяет ему двигаться вдоль оси двигателя и оптимизировать торможение потока воздуха на разных скоростях полета. Данные входные устройства называются регулируемыми.

При фиксации двигателя под крылом или снизу фюзеляжа, то есть в области аэродинамического влияния элементов конструкции самолета, используют входные устройства плоской формы двухмерного течения. Они не оснащаются центральным телом и имеют поперечное прямоугольное сечение. Их еще называют устройствами смешанного или внутреннего сжатия, поскольку внешнее сжатие здесь имеет место только при скачках уплотнения, образующихся у передней кромки крыла или носового окончания летательного аппарата. Входные регулируемые устройства прямоугольного сечения способны менять положение клиньев внутри канала.

В сверхзвуковом скоростном диапазоне ПВРД более эффективен, нежели в дозвуковом. К примеру, на скорости полета М=3 степень увеличения давления составляет 36,7, что приближается к показателю турбореактивных двигателей, а расчетный идеальный КПД достигает 64,3 %. На практике эти показатели меньшие, но на скоростях в диапазоне М=3-5 СПВРД по эффективности превосходят все существующие типы ВРД.

При температуре невозмущенного воздушного потока 273°K и скорости самолета М=5 температура рабочего заторможенного тела равна 1638°К, при скорости М=6 — 2238°К, а в реальном полете с учетом скачков уплотнения и действия силы трения становится еще выше.

Дальнейшее нагревание рабочего тела является проблематичным из-за термической неустойчивости конструкционных материалов, входящих в состав двигателя.  Поэтому предельной для СПВРД считается скорость, равная М=5.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, который работает на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование такого двигателя было только гипотетическим: не собрано ни единого образца, который бы прошел летные испытания и подтвердил целесообразность и актуальность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется только частично, и на протяжении остального такта перемещение рабочего тела является сверхзвуковым. Большая часть кинетической исходной энергии потока при этом сохраняется, после сжатия температура относительно низкая, что позволяет освободить рабочему телу значительное количество тепла. После входного устройства проточная часть двигателя по всей своей длине расширяется. За счет сгорания топлива в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.

Этот тип двигателя предназначен для проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически такой двигатель можно использовать на многоразовых носителях космических аппаратов.

Одной из главных проблем конструирования ГПВРД является организация сгорания топлива в сверхзвуковом потоке.

В разных странах начаты несколько программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных исследований.

Где применяются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем вспомогательных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель или самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его практически неуместно использовать на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно использовать для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, простоте и дешевизне. ПВРД также применяют в летающих мишенях. Конкуренцию по характеристикам ПВРД составляет только ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

В период холодной войны между СССР  и США создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания топлива, а тепло, которое вырабатывал ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздух, поступающий сквозь входное устройство, проникает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Далее происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости совершенных ракетных двигателей. Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих странах создали малогабаритные ядерные реакторы, которые поместились в габариты крылатой ракеты.

В 1964 году в рамках программ исследования ядерных ПВРД Tory и Pluto провели стационарные огневые испытания ядерного ПВРД Tory-IIC. Программа испытаний была закрыта в июле 1964 г., летные испытания двигателя не проводили. Предположительной причиной сворачивания программы могло послужить совершенствование комплектации баллистических ракет ракетными химическими двигателями, которые позволяли реализовать боевые задачи без привлечения ядерных  ПВРД.  

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель — PatentDB.ru

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны. Через топливные сопла непрерывно подают топливо, смешивают его с воздухом и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющей зону недостаточного смешения в зоне топливных сопел и зону хорошо перемешанной горючей смеси, расположенную ниже по течению потока. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь. Образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся против потока, гасят в зоне недостаточного смешения с образованием ударной волны и очагов дефлаграционного горения, сносимых потоком вниз по течению. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь указанными очагами дефлаграционного горения, и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя тем самым переход от дефлаграционного горения к детонационному. В результате обеспечивается процесс детонационно-дефлаграционного горения с частотой пульсаций, определяемой скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока. Изобретение направлено на упрощение конструкции и функционирование пульсаций детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Реферат

Изобретение относится к пульсирующим детонационным воздушно-реактивным двигателям. Более точно изобретение касается способа организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который не использует при создании пульсации механических клапанов или газодинамическое перекрытие топливных каналов.

Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент РФ №2285143, опубл. 10.10.2006), который включает подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания. В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна — ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность, задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси.

Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный (СПДПД) воздушно-реактивный двигатель (СПДВРД) (патент РФ №2157909, опубл. 20.10.2000), который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива. Известен способ функционирования этого сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя при котором в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливо-воздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае — по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока топлива.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 27.02.2013), который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выхлопное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливо-воздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения. Двигатель также содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливо-воздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Сопла системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

В известных технических решениях детонационное горение организуют изменением подачи топлива в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Пульсацию детонационной волны организуют изменением подачи топлива, для чего используют механические клапаны или газодинамическое перекрытие топливных каналов. «Газодинамический клапан» — ударная волна, которая на каждом цикле, полностью прервав подачу топлива, что уменьшает тягу, движется к воздухозаборнику и может нарушить его работу.

В основу изобретения положена задача упрощения конструкции детонационного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя путем создания детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Техническим результатом является функционирование пульсации детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива и недопущение (благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике) возникающей при этом ударной волны до топливных сопел и воздухозаборника. Другими техническими результатами являются повышение тяги за счет непрерывного поступления топлива и высокая частота процесса, определяемая большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, сносящего очаги медленного горения.

Поставленная задача решается тем, что организуют детонационно-дефлаграционное горение в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, для чего набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника по мере его продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, непрерывно подают топливо, которое смешивают с воздухом, и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока, воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь, образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяющуюся вместе с ударной волной против потока, гасят при поступлении в зону недостаточного смешения за счет самогашения в «бедной» смеси, а очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении и сносимые набегающим потоком вниз по течению, попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Поставленная задача решается также тем, что детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, включает последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник, систему подачи топлива с пилонами и звуковыми или сверхзвуковыми соплами, сверхзвуковые камеры смешения и сгорания и выхлопное сопло, которые конструктивно приспособлены для реализации вышеуказанного способа организации детонационно-дефлаграционного горения.

Целесообразно чтобы топливные сопла были расположены на входе камеры смешения и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом, а сверхзвуковая скорость потока в камере смешения выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника, а воздухозаборник выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фигурами, где на фиг.1 и фиг.2 соответственно приведены принципиальные общая и внутренняя схемы детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя предназначенного для осуществления способа, согласно изобретению.

Далее приведен пример выполнения способа и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для осуществления способа.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения, согласно изобретению, может быть реализован в пульсирующем детонационно-дефлаграционном прямоточном воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, который содержит последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник 1, систему 2 подачи топлива с пилонами и соплами, сверхзвуковые камеры смешения 3 и сгорания 4, и выхлопное сверхзвуковое сопло 7.

Топливные сопла размещены в начале камеры смешения 3. Воспламенитель горючей смеси 6 размещен в конце камеры сгорания 4 в поперечной нише 5 и предназначен для запуска.

Согласно изобретению, в сверхзвуковой поток воздуха после воздухозаборника 1, тормозящего высокоскоростной набегающий поток, из звуковых или сверхзвуковых топливных сопел системы 2 непрерывно подают в топливо и смешивают его с воздухом в камере смешения 3. Это создает непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива (у топливных сопел системы 2) и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока. Хорошо перемешанную горючую смесь первично воспламеняют воспламенителем 6. При воспламенении организуется процесс горения с образованием ударных (УВ) и детонационных волн (ДВ). Образующаяся детонационная волна движется со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяется вместе с ударной против потока. При поступлении в зону недостаточного смешения (у топливных сопел системы 2) детонационную волну гасят за счет ее самогашения в «бедной» смеси. Образуется волна разряжения (BP), контактный разрыв (КР) и фронт медленного горения (ФГ). Очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении, набегающий поток горючей смеси сносит их вниз по течению, где они попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Детонационная волна (ДВ) гаснет при попадании в зону недостаточного смешения, возникающая при этом ударная волна (УВ) не может преодолеть сверхзвуковой поток и дойти до топливных сопел и воздухозаборника. Детонационная волна (ДВ) движется по камере сгорания 4 и части камеры смешения 3. При поступлении в зону недостаточного смешения происходит самогашение детонационной волны за счет попадания в «бедную» смесь.

Прохождению ударной волны в воздухозаборник 1 препятствует сверхзвуковой поток в камере смешения 3 со специально подобранным числом Маха. Благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике 1 возникающая при гашении ударная волна не доходит до топливных сопел и воздухозаборника.

Двигатель приспособлен для осуществления способа известными расчетными средствами с помощью изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси и экспериментами (см.: 1. Нетлетон М. Детонация в газах / Под ред. Л.Г. Гвоздевой. М.: Мир, 1989. С.15, 33-39; 2. Митрофанов В.В. Детонация гомогенных и гетерогенных систем. Новосибирск: ИГЛ СО РАН, 2003. 199 с.; 3. Васильев А.А. Особенности применения детонации в двигательных установках. С.129, 141-145; 4. Левин В.А. и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами. С. 235-254; 5. Быковский Ф.А. и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей. С.521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под ред. С.М. Фролова. М.: Торус-Пресс, 2006. 592 с.).

В случае наилучшего выполнения, топливные сопла системы 2 были расположены на входе камеры смешения 3 и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом. Сверхзвуковая скорость потока в камере смешения 3 выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника 1. Воздухозаборник 1 выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

Такая конструкция расширяет диапазон скоростей полета летательного аппарата до чисел Маха 5-8.

Способ функционирования детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для высоких скоростей полета состоит в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 3 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 подают воздух, а через топливные сопла системы 2 — топливо. За соплами в сверхзвуковой камере смешения 3 формируют горючую смесь, направляют ее в камеру сгорания 4 и заполняют нишу 5. В нише воспламенителем 6 инициируют первичное воспламенение и горение смеси, переходящее в детонацию. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают, направив возникшую детонационную волну против потока за счет выбора его сверхзвуковой скорости меньшей, чем скорость детонационной волны. После прихода в зону недостаточного смешения вблизи топливных сопел детонационная волна гаснет, порождая ударную волну, которая движется против потока со скоростью, меньшей скорости сверхзвукового потока. Потоком сносит контактный разрыв с близкими к нему очагами медленного горения и волну разрежения. Возникшие при погасании детонационной волны очаги медленного горения поток сносит в зону хорошего смешения, где образуется «богатая» горючая смесь. При работе двигателя на «богатой» горючей смеси очаги образуют сплошной фронт, реализуют переход от дефлаграции к детонации, обеспечивая периодичность процесса. Таким образом, детонационная волна всегда движется против потока между сечением перехода от дефлаграции к детонации (сечение УВ) и сечением недостаточно перемешанной смеси вблизи топливных сопел системы 2, где существование детонационной волны невозможно.

В обеспечение исследований по детонационным двигателям создана экспериментальная установка, моделирующая работу камер смешения и сгорания в режиме «присоединенного трубопровода» (требуемый сверхзвуковой поток воздуха на входе в камеры смешения или сгорания создает сверхзвуковое сопло). При моделировании на ней работы предлагаемого способа обнаружено, что при постоянной подаче водородного топлива для коэффициентов избытка воздуха от 1 до 1. 4 пульсирующий процесс с гаснущими и вновь возникающими идущими против потока детонационными волнами реализуется. Реализуется устойчивый пульсирующий режим работы, заведомо более высокочастотный, чем в СПДВРД.

Для рабочего процесса можно ожидать высоких топливной экономичности, полноты сгорания и температуры продуктов сгорания.

При числах Маха полета М=5-8 реализуемый процесс горения требует меньшего, чем в ПВРД (прямоточном воздушно-реактивном двигателе) и СПВРД (ПВРД со сверхзвуковым горением) торможения потока (до М=3-4 на выходе из воздухозаборника), снижая теплонапряженность тракта двигателя.

Таким образом, предлагаемое изобретение при отсутствии обеспечивающих пульсирующий режим работы двигателя механических клапанов:

расширяет диапазон скоростей полета летательных аппаратов до чисел Маха М=5-8;

при числах Маха полета М=5-8 уменьшает теплонапряженность тракта двигателя;

обеспечивает постоянство расхода топлива и недопущение до воздухозаборника ударных волн, движущихся против потока.

1. Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, заключающийся в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны, через топливные сопла непрерывно подают топливо, смешивают его с воздухом и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющей зону недостаточного смешения в зоне топливных сопел и зону хорошо перемешанной горючей смеси, расположенную ниже по течению потока, воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь, образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся против потока, гасят в зоне недостаточного смешения с образованием ударной волны и очагов дефлаграционного горения, сносимых потоком вниз по течению, воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь указанными очагами дефлаграционного горения и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя тем самым переход от дефлаграционного горения к детонационному, в результате обеспечивается процесс детонационно-дефлаграционного горения с частотой пульсаций, определяемой скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока.

2. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, включающий последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник, систему подачи топлива с пилонами и звуковыми или сверхзвуковыми топливными соплами, сверхзвуковые камеры смешения и сгорания и выхлопное сопло, отличающийся тем, что геометрические параметры криволинейного пространства воздухозаборника выбраны исходя из условия образования в зоне расположения топливных сопел скорости потока, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны, а топливные сопла выполнены с возможностью формирования вблизи них зоны недостаточного смешения потоков воздуха и топлива.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель Полезная модель относится к авиационной и ракетной технике и может быть использована в двигательных установках воздушно-космических самолетов, крылатых ракет и других гиперзвуковых летательных аппаратов.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержит воздухозаборник, прямоточную камеру сгорания, форсунки и сопло, на внешней поверхности стенки воздухозаборника и прямоточной камеры сгорания через слой электроизоляции располагается токопроводящая подложка катода, на которую нанесен эмиссионный слой с низкой работой выхода электронов, а на внешней поверхности стенки сопла через слой электроизоляции установлена токопроводящая подложка анода, которая в области входного отверстия сопла находится в электрическом контакте с токовыводом анода, электрически через потребитель электрической энергии связанном с токопроводящей подложкой катода, при этом токопроводящая подложка анода через слой электроизоляции находится в тепловом контакте с охлаждающим элементом, содержащем каналы для циркуляции охлаждающей жидкости, а на внешнюю поверхность токопроводящей подложки анода нанесен слой восприятия электронов.

Технический эффект, достигаемый при реализации заявляемой полезной модели заключается в снижении температуры стенок воздухозаборника и камеры сгорания за счет дополнительного отвода тепловой энергии электронами при термоэлектронной эмиссии от стенок воздухозаборника и камеры сгорания. Это приводит к возможности увеличения температуры воздуха в воздухозаборнике и к увеличению скорости реакций горения и полноты сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания. При этом увеличивается надежность ГПВРД и улучшаются его технические характеристики, например, скорость полета ГЛА.

1 н.п. и 1 ил.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель Полезная модель относится к авиации и ракетной технике и может быть использована в двигательных установках воздушно — космических самолетов, крылатых ракет и других гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Для обеспечения длительного полета ГЛА в атмосфере необходим гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД). Однако, при больших скоростях полета, превышающих скорость звука в шесть и более раз, резко увеличиваются тепловые потоки в стенку воздухозаборника и камеры сгорания. Это повышает температуру стенок воздухозаборника и камера сгорания ГПВРД до значений, при которых прочностные свойства материалов конструкции ГПВРД существенно ухудшаются. Поэтому в условиях повышенных тепловых потоков требуются новые конструктивные решения и новые физические принципы поддержания температуры стенки на уровне, при котором сохраняются прочностные свойства материалов конструкции ГПВРД.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель по патенту РФ 2121070, который выполнен двухконтурным, содержит внутренний дозвуковой и внешний сверхзвуковой контуры. Проточная часть сверхзвукового контура образована корпусами дозвукового и сверхзвукового контуров. Дозвуковой контур состоит из диффузора с дозвуковой скоростью на выходе, коллекторов подачи топлива и воды и реактора, в котором углеводородное топливо предварительно подвергается реакции конверсии с водой, с выделением продуктов реакции с высоким содержанием свободного водорода, поступающих в сверхзвуковой контур.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель по патенту РФ 2116490, содержащий прямоточную камеру сгорания и систему подачи жидкого топлива, отличающийся тем, что соосно прямоточной камере сгорания установлено центральное тело с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельным подводом топлива. Вокруг крыльчаток центробежных насосов расположены концентрические топливные коллекторы, в которых со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок.

Недостатками указанных устройств является высокая температура стенок воздухозаборника и камеры сгорания, что приводит к ограничению на скорость полета ГЛА из-за аэродинамического нагрева воздухозаборника, а также ограничение на температуру топливо-воздушной смеси в камере сгорания при горении, что снижает тяговую эффективность и надежность ГПВРД при высоком расходе топлива.

Ближайшим по технической сущности к заявляемой полезной модели, принимаемому за прототип, является устройство, приведенное на рис. 3.1 (а) стр. 115 в книге «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. (Основы теории)» (Р.И. Курзинер. — М.: Машиностроение, 1989. — 264 с). Данное устройство ГПВРД представляет собой тело с протоком, содержащее воздухозаборник внешнего сжатия, прямоточную камеру сгорания, сопло внешнего расширения и форсунки для впрыска топлива в камеру сгорания.

Прототип работает следующим образом. При входе гиперзвукового потока воздуха в воздухозаборник происходит его торможение до сверхзвуковой скорости (1.1<M<3) с одновременным повышением давления. Заторможенный до сверхзвуковой скорости воздушный поток поступает в камеру сгорания, где происходит его смешение с топливом, которое подается в камеру сгорания через форсунки. Происходит горение топливо-воздушной смеси с выделением тепловой энергии. Далее продукты сгорания топливо-воздушной смеси поступают в расширяющееся сопло, где происходит увеличение скорости продуктов сгорания до гиперзвуковой. Таким образом, происходит приращение количества движения воздушного потока, то есть создается тяга. При этом форсунки располагаются как в воздухозаборнике, так и камере сгорания.

Недостатком данного прототипа является высокая температура стенки воздухозаборника и камеры сгорания, что вызвано высокими тепловыми потоками к стенке со стороны сверхзвукового потока воздуха в воздухозаборнике и топливо-воздушной смеси в камер сгорания. Кроме того, для более эффективного протекания процесса горения в камере сгорания ГПВРД необходимо иметь температуру топливо-воздушной смеси в камере сгорания порядка 3000-4000К, что приводит к увеличению температуры стенки камеры сгорания. Одновременно, увеличение скорости полета ГЛА с ГПВРД также приводит к увеличению температуры воздуха в воздухозаборнике ГПВРД, а, значит, и к увеличению температуры стенки воздухозаборника.

Технической задачей, вытекающей из недостатков прототипа и аналогов, является снижение температуры стенки воздухозаборника и камеры сгорания за счет отвода тепла электронами при термоэлектронной эмиссии и повышение на этой основе надежности и основных технических характеристик ГПВРД, например, скорости полета ГЛА.

Указанная задача решается тем, что на внешнюю поверхность стенки воздухозаборника и камеры сгорания в области протекания процесса горения топливо-воздушной смеси наносится эмиссионный слой с низкой работой выхода электронов (катод), а в сопловой части ГПВРД устанавливается элемент (анод), воспринимающий электроны эмиссии, находящиеся в газовом потоке. Работа выхода электронов и температура анода при этом ниже работы выхода электронов и температуры катода для чего через слой изоляции от анода располагается охлаждающий элемент анода с каналами, в которых циркулирует охлаждающая жидкость, например, топливо. От анода «горячие» электроны эмиссии попадают в бортовой потребитель электрической энергии, где охлаждаются, совершая полезную работу. Далее, через потребитель электрической энергии остывшие электроны возвращаются на катод, и цикл электронного охлаждения повторяется заново.

Единым техническим результатом, достигаемым при реализации заявляемой полезной модели, снижение температуры стенок наиболее теплонапряженных элементов ГПВРД таких как стенки воздухозаборника и камеры сгорания за счет термоэлектронной эмиссии электронов в сверхзвуковой поток и переноса их на анод. При этом улучшаются технические характеристики ГПВРД, например, скорость полета, поскольку появляется возможность обеспечить более высокую температуру потока воздуха на входе в воздухозаборник, что соответствует более высоким скоростям полета ГЛА. При этом более высокая температура в камере сгорания ГПВРД способствует увеличению скоростей реакции горения и полноты сгорания топливо-воздушной смеси, что также улучшает технические характеристики ГПВРД. То есть при увеличении подводимых тепловых потоков к стенкам воздухозаборника и камеры сгорания ГПВРД обеспечивается снижение температуры этой стенки за счет отвода тепла электронами при термоэлектронной эмиссии. Это происходит потому, что при выходе электронов из эмиссионного слоя электроны забирают с собой тепловую энергию. Тепловые потоки электронного охлаждения могут превышать величину в 1.5 МВт/м². При этом на борту ГЛА генерируется электрическая энергия, которую можно направить на обеспечение бортовых систем.

На фиг. 1 представлен заявляемый ГПВРД в разрезе.

Представленный ГПВРД имеет в своем составе воздухозаборник 1, прямоточную камеру сгорания 2, сопло 3, форсунки 4. На внешней поверхности воздухозаборника и камеры сгорания ГЛА установлена токопроводящая подложка катода (ТПК) 5, выполненная из жаропрочного электропроводящего материала, например, ниобия. Корпус ГЛА отделен от ТПК 5 слоем электроизоляции 6. На ТПК 5 нанесен эмиссионный слой 7, характеризующийся низкой работой выхода электронов, например,

гексаборид лантала (LaB₆) или диоксид тория (TrO₂). Эмиссионный слой 1 и ТПК 5 образуют многослойный электрод — катод. Эмиссионный слой 7 устойчив к химически агрессивной среде и имеют высокую температуру плавления. Эмиссионный слой 7 и ТПК 5 устанавливаются в высокотемпературной области ГПВРД, а именно: в области воздухозаборника и камеры сгорания. На внешней поверхности стенки сопла располагается токопроводящая подложка а нода (ТПА) 9 из жаропрочного материала. На внешнюю поверхность ТПА 9 нанесен слой восприятия электронов (СВЭ) 8 из материала с низкой работой выхода электронов. СВЭ 8 и ТПА 9 — образуют элемент (анод), воспринимающий электроны из набегающего сверхзвукового потока. СВЭ 8 и ТПА 9 располагается через изоляцию 10 от эмиссионного слоя 7 и ТПК 5 для исключения электрического пробоя между катодом и анодом. В области входного отверстия сопла располагается токовывод анода 11, предназначенный для отвода электронов от ТПА 9 к бортовому потребителю электрической энергии 12. При этом расположение токовывода анода 11 обуславливает протекание электрического тока вдоль стенок сопла 3 в направлении от выходного отверстия к входному, что приводит к созданию магнитного поля направленного перпендикулярно скорости потока. В результате, к электронам эмиссии, находящимся в сверхзвуковом потоке, прикладывается сила Лоренца, направляющая эти электроны в сторону СВЭ 8, наподобие того, как это происходит в МГД — генераторе. В электрической цепи между катодом и анодом располагается потребитель электрической энергии 12, в котором электроны эмиссии, при движении от анода к катоду, совершают полезную работу. Таким образом, происходит охлаждение «горячих» электронов эмиссии и на борту ГЛА генерируется электрическая энергия. Для поддержания направленного движения электронов от анода к катоду посредством обеспечения заданного перепада температур между катодом и анодом анод через слой изоляции 13 находится в тепловом контакте с

охлаждающим элементом 14 с каналами для циркуляции хладагента, например, топлива.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При полете ГЛА с ГПВРД в воздухозаборнике 1 происходит торможение, сжатие и увеличение температуры набегающего воздушного потока. В камере сгорания 2 происходит смешение, воспламенение и горение топливо-воздушной смеси. В результате эмиссионный слой 7 и ТПК 5 (катод) нагреваются до температур от 1600-2100 K, при которых происходит интенсивный процесс эмиссии электронов. Выходя из эмиссионного слоя электроны забирают с собой тепловую энергию. Известно, что тепловые потоки электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии могут превышать 1.5 МВт/м и могут быть существенно выше тепловых потоков излучения. Таким образом, электронами дополнительно отводится тепло от стенок воздухозаборника, что приводит к снижению температуры стенок воздухозаборника и камеры сгорания. Это также позволяет иметь в воздухозаборнике воздух с более высокой температурой. При попадании более горячего воздуха в камеру сгорания химические реакции горения протекают с большими скоростями и с большей полнотой сгорания, обеспечивая тем самым более высокие технические характеристики ГПВРД при сохранении температуре стенки, при которой сохраняются на высоком уровне прочностные свойства материалов конструкции, например, ниобия.

Эмитированные с эмиссионного слоя электроны уносятся проходящим сверхзвуковым потоком воздуха. В камере сгорания происходит впрыск топлива через форсунки 4 с дальнейшим его воспламенением и горением.

При этом стенки камеры сгорания 2 также нагреваются до температур, при которых эмиссионный слой 5 эмитирует электроны, которые уносятся сверхзвуковым потоком реагирующей газовой смеси. Далее электроны из потока воспринимаются СВЭ 8, откуда они попадают на ТПА 9. В ТПА 9 электроны движутся к токовыводу 11, электрически контактирующему с ТПА 9, располагающемуся в области входного отверстия сопла ГПВРД. Это обусловливает движение возникающего электрического тока вдоль ТПА 9 в направлении от выходного отверстия сопла 3 к входному отверстию сопла 3 (выходному отверстию камеры сгорания 2). При этом вблизи стенок сопла 3, где движутся электроны эмиссии, возникает магнитное поле направленное перпендикулярно вектору скорости электронов эмиссии, как это указано на фиг. 1. Это приводит к возникновению силы Лоренца, направленной к СВЭ 8, что аналогично принципам работы МГД — генератора. Тем самым происходит изменение направления движения электронов эмиссии в сторону СВЭ 8, что способствует восприятию анодом всех электронов эмиссии из сверхзвукового потока продуктов реакции горения топливо-воздушной смеси. От ТПА 8 электроны направляются на потребитель электрической энергии 12, где совершают полезную работу в электрической нагрузке. При этом происходит их охлаждение. Таким образом, генерируемая электрическая энергия является частью энергии топлива, затраченной на преодоление силы лобового сопротивления и отнятой от энергии, выделенной при горении топливо-воздушной смеси в камере сгорания ГПВРД. Одновременно в охлаждающем элементе 14, находящемся в тепловом контакте с ТПА 8, через слой электроизоляции 13 циркулирует хладагент, например, топливо. В результате происходит отвод избыточного тепла от анода и поддерживается разность температур, необходимая для возвратного направленного движения электронов от анода к катоду.

Технический эффект, получаемый в результате применения заявляемой полезной модели, заключается в том, что снижается температура стенок воздухозаборника и камеры сгорания при более высоких температурах сверхзвукового потока воздуха в воздухозаборнике и топливо-воздушной смеси в камере сгорания ГПВРД. Это приводит к повышению надежности ГПВРД, потому что снижается вероятность прогара и теплового разрушения стенок. Одновременно увеличиваются такие технические характеристики ГЛА с ГПВРД как скорость полета, поскольку появляется возможность увеличить температуру воздуха в воздухозаборнике и топливо-воздушной смеси в камере сгорания. Увеличение температуры топливо-воздушной смеси в камере сгорания приводит к увеличению скорости протекания реакций горения топливо-воздушной смеси. Все это происходит при сохранении приемлемой температуры стенок воздухозаборника и камеры сгорания (порядка 2100 K), при которой обеспечивается высокая плотность тока эмиссии и плотность тепловых потоков электронного охлаждения при сохранении прочностных свойств используемых жаропрочных конструкционных материалов, например, ниобия. Одновременно на борту генерируется электрическая энергия, которую можно направить на обеспечение электрической энергией бортовых систем.

Таким образом, благодаря новой совокупности отличительных признаков решаются поставленные задачи, и достигается указанный выше технический результат.

Предлагаемый ГПВРД отражает более высокий уровень науки и техники, обладает повышенной надежностью и улучшенными техническими характеристиками и обеспечивает получение на борту ГЛА дополнительной электроэнергии.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, прямоточную камеру сгорания, форсунки и сопло, отличающийся тем, что на внешней поверхности стенки воздухозаборника и прямоточной камеры сгорания через слой электроизоляции располагается токопроводящая подложка катода, на которую нанесен эмиссионный слой с низкой работой выхода электронов, а на внешней поверхности стенки сопла через слой электроизоляции установлена токопроводящая подложка анода, которая в области входного отверстия сопла находится в электрическом контакте с токовыводом анода, электрически через потребитель электрической энергии связанным с токопроводящей подложкой катода, при этом токопроводящая подложка анода через слой электроизоляции находится в тепловом контакте с охлаждающим элементом, содержащим каналы для циркуляции охлаждающей жидкости, а на внешнюю поверхность токопроводящей подложки анода нанесен слой восприятия электронов.

РИСУНКИ

Гиперзвуковая крылатая ракета и ее скачки – Наука – Коммерсантъ

Мы стоим на пороге освоения нового типа полета и новых летательных аппаратов — крылатых ракет с гиперзвуковым двигателем. Но перейти к серийным образцам пока не удается, несмотря на большие усилия.

Американская гиперзвуковая крылатая ракета X-51A Waverider

Фото: NASA

Американская гиперзвуковая крылатая ракета X-51A Waverider

Фото: NASA

Гиперзвуковой полет

Позвольте представить вам гиперзвуковой полет. Движение в среде вещества со скоростью быстрее звука в ней называется сверхзвуковым. Насколько быстрее, показывает сравнение с местной скоростью звука. Это сравнение назвали числом Маха, разделив скорость движения на скорость звука и обозначив его М. В сверхзвуковом полете значение числа Маха больше единицы, например 1,7 или 3. С таким числом Маха летят сверхзвуковые самолеты. Но область скоростей с М = 5 и больше выделили среди сверхзвукового диапазона и назвали гиперзвуковым движением. При стандартной скорости звука у земли 340 м/с скорость М = 5 составит 1700 м/с.

Первым изделием человека, достигшим гиперзвуковой скорости, стала баллистическая ракета «Фау-2» Вернера фон Брауна, развивавшая в полете скорость как раз 1700 м/с. В плейстоценовом морозе нижней стратосферы скорость звука (а она зависит от температуры) составляет 295 м/с, поэтому число Маха у «Фау-2» должно было подниматься до М = 5,8. Позже гиперзвуковых скоростей достигли разнообразные тактические ракеты с освоением дальности 400–500 км. Дальности еще больше всегда сопровождаются гиперзвуковым входом в атмосферу, и с ростом дальности растет число Маха. Разгонялись до гиперзвука некоторые зенитные ракеты. Например, жидкостная ракета 5В28 зенитного комплекса С-200, которую поэтому использовали для экспериментов с гиперзвуковым двигателем по темам «Холод» и «Игла». Высокую гиперзвуковую скорость развивали ракеты 53T6 советского противоракетного комплекса А-135, скорость которых в атмосфере, по разным данным, достигала М = 13–18.

Тактические ракеты (это дальность до 500 км) и боеголовки дальнего следования встречали гиперзвуковой поток в виде лобового сопротивления. Позже аэробаллистические ракеты вроде ракет комплекса «Искандер» стали использовать для маневрирования подъемную силу гиперзвукового обтекания, ставя гладкую морковку ракеты под углом атаки к встречному потоку. Так делает и твердотопливная ракета авиационного комплекса «Кинжал», самолетный вариант ракеты «Искандера».

Космическая техника тоже проходит гиперзвуковой участок полета. Ракеты-носители достигают его в верхних слоях атмосферы. Гиперзвуковую подъемную силу использует крылатая ракета-носитель «Пегас», выходя на гиперзвук в верхней стратосфере и успевая захватить треугольным крылом остатки быстро тающей атмосферы. С гиперзвуковой скоростью входили в атмосферу «Спейс Шаттл», «Буран», советские крылатые аппараты серии «Бор». Гиперзвуковой участок есть у всех сегодняшних возвращаемых космических аппаратов.

Таким образом, само по себе движение с гиперзвуковой скоростью сегодня не новость и не достижение, будучи известно на практике уже почти 80 лет. Гиперзвук встречают многие типы летательных аппаратов на этапах своего полета. Некоторые используют гиперзвуковое обтекание как обычное сверхзвуковое, создавая подъемную силу своим цилиндрическим корпусом или сверхзвуковым крылом.

И лишь недавно появились летательные аппараты, конструкция которых полностью оптимизирована под создание гиперзвуковой подъемной силы, ставшей главным началом, формирующим траекторию. Именно такие аппараты называют гиперзвуковыми. Эти штуковины сделаны специально для гиперзвукового полета и максимально используют его особенности. Они группируются в два типа, оба в качестве боевых средств. Первый — аппараты без двигателя, или планирующие боевые блоки. Они могут планировать с гиперзвуковой скоростью на дальность до тысячи километров. Второй — гиперзвуковые крылатые ракеты, оснащенные гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем, по строению схожие с обычными крылатыми ракетами. Конструкция с гиперзвуковым двигателем самая продвинутая, и именно она называется сегодня гиперзвуковой ракетой в наиболее полном смысле этого понятия.

Отличия гиперзвукового обтекания

Но почему гиперзвуковую область разграничили со сверхзвуковой? Чем она отличается от сверхзвука и почему границу провели именно по пятикратной скорости звука, по М = 5? Граница эта имеет физический смысл, потому что за ней обтекание становится другим.

В сверхзвуковом полете набегающий поток частично тормозится аппаратом, сжимаясь об него и уплотняясь. Сжатие повышает температуру воздуха, и чем оно сильнее, тем горячее сжатый воздух. Сильнее всего поток тормозится на частях аппарата, встречающих воздух. Поэтому передние кромки крыльев, стабилизаторов и киля, другие выступающие в поток части нагреваются до нескольких сотен градусов, например до 330°С при М = 3. Сверхзвуковой удар об препятствие словно дробит большую сверхзвуковую скорость на мириады крошечных движений молекул, мелких и разнонаправленных. Столь тонкодисперсный помол движения переводит кинетическую энергию во внутреннюю, делая теплом. Прибавка движения молекул становится нагревом, повышая температуру. Но этот нагрев никак не отражается в самих молекулах воздуха, летящих простыми точками и сталкивающихся между собой с растущей силой.

Рост скорости потока усиливает удары молекул. При М = 5 столкновения отзываются в самих молекулах. Два атома в молекулах основных газов воздуха, азота и кислорода, начинают резонировать ударам и колебаться, сближаясь и расходясь. Это новое, колебательное движение, забравшееся внутрь молекулы. Огромная скорость гиперзвукового потока усиливает удар о препятствие и его размол, дробя кинетическую энергию до трансформации в еще более мелкие формы движения — внутримолекулярные. Они добавляют молекуле свою энергию вместе с начинающей проявляться энергией еще одного нового движения — вращения молекул. Эти новшества идут добавками к теплоемкости газа, запасая все больше тепла и повышая энергичность процессов.

Накачка энергией ослабляет связи атомов, удаляющихся друг от друга в колебаниях все больше, и молекулы начинают распадаться. Свободные атомы вступают в новые соединения — текут химические реакции. Они множатся, подпитываясь энергией потока и каталитическими эффектами материалов аппарата. Атомы теряют электроны, возникает плазма, растет ее концентрация. Ударная волна от носовой части и передних кромок наклоняется все сильнее и ложится на корпус, обтягивая весь летательный аппарат. Волна сливается с поверхностным слоем, образуя единый вязкий ударный пограничный слой. Переставший быть идеальным газ течет каскадами неравновесных состояний, с высокочастотными волнами неустойчивости и другими усложнениями. Для адекватного описания происходящего требуются емкие математические построения и сотни специфических переменных. Их значения меняются все сразу, одновременно с температурами, давлениями и концентрациями, энергиями и балансами реакций и множеством других факторов. Все это обильно сдобрено излучением и поглощением в диапазоне от теплового до ультрафиолета и ярко светит с поверхности аппарата, разительно отличаясь от простого сверхзвукового сжатия и нагрева.

Скачок уплотнения

Это очень важное сверхзвуковое понятие, определяющее полет гиперзвуковой ракеты и, подобно Эльбрусу, имеющее две вершины приложения, снаружи и внутри ракеты. Часто и повсеместно его путают с ударной волной, но это не одно и то же. Скачок уплотнения возникает в сверхзвуковом потоке как невозможность возмущений воздуха от каких-либо обтекаемых препятствий рассасываться вперед. Они движутся лишь со скоростью звука и скапливаются перед источником возмущений, не в силах убежать от него вверх по сверхзвуковому потоку. Поток напирает и трамбует это скопление возмущений, создавая здесь уплотнение воздуха. Оно происходит сильно и резко, скачкообразно, на расстоянии пары пробегов молекул за десятимиллиардную долю секунды. Эта мгновенная ступенька роста плотности и есть скачок уплотнения.

И так же скачкообразно происходит торможение потока, мгновенно сбавляющего скорость и текущего за скачком медленнее. Снижение кинетической энергии потока переходит в прибавку потенциальной энергии сжатия и тепла. Со скачком плотности так же резко вырастают давление и температура. В скачке уплотнения часть энергии потока теряется, расходуется, образуя газодинамические потери. Это вызывает добавочное замедление потока. Потери энергии в скачках разные, и с этим различием можно работать.

Скачок уплотнения бывает прямым и косым. Прямой скачок стоит перпендикулярно потоку, «прямо», и тормозит поток до дозвука, завершая сверхзвуковое течение. В нем самые большие потери энергии. Косые скачки лежат под углом к потоку, оставляют его за собой сверхзвуковым и дают меньше потерь. Если нужно замедлить и уплотнить поток на заданную величину, то сжатие одним скачком даст больше потерь, чем суммарно два или три скачка послабее. Косые скачки уплотнения в двигателе сжимают воздух последовательным каскадом с меньшими потерями энергии, которые неумолимо тратятся из энергии движения ракеты, замедляя ее.

За скачком у газа могут быть две дороги. Если причина скачка рядом — любая твердая поверхность под углом атаки, клин, конус, другая форма,— то воздух течет по ней сжатым. За скачком продолжается сжатый, нагретый и подтормозившийся поток. Тогда скачок уплотнения — передняя поверхность и начало сжатого потока.

А когда за скачком нет возмущающего предмета, например в открытой атмосфере, то сжатый воздух за скачком начинает беспрепятственно расширяться. Чем больше степень сжатия, тем мощнее расширение. Его быстрота рождает инерцию, и расширяющийся воздух проскакивает параметры атмосферы без остановки на них. Возникает разрежение, которое вскоре схлопывается окружающим давлением атмосферы до выравнивания с собой.

Отклонение от равновесия с последующим свободным возвратом к нему — это волновой процесс. А вся конструкция — скачок уплотнения, область сжатого воздуха за ним и область разрежения — составляет ударную волну. В ней скачок уплотнения лишь передняя поверхность толщиной в ту самую пару пробегов молекул. Ударная волна напоминает стопку из двух блинов, сжатия и разрежения, с тонким пригаром скачка уплотнения на переднем блине сжатия.

В гиперзвуковой ракете скачок уплотнения работает и внутри, и снаружи. Можно сказать, он создает гиперзвуковую ракету, являясь ее скульптором. Главным работает первый путь — образование сжатых потоков. Они возникают под крыльями и корпусом из-за угла атаки и создают подъемную силу ракеты. Системы сверхзвуковых скачков уплотнения организованы внутри двигателя, обеспечивая его правильную работу.

Пламенный мотор

Горячее сердце ракеты — гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, или ГПВРД. Он сжимает встречный воздух, сжигает в нем топливо, накачивая энергией, и разгоняет реактивным соплом, создавая реактивную струю и тягу. Все это гиперзвуковой двигатель делает своим, особенным образом.

Для сжатия воздуха здесь не требуется компрессор. Входящий поток сжимается сам за счет своей высокой скорости, стискиваемый поверхностями сужающегося канала, или конфузора. Кромки воздухозаборника вклиниваются в воздух, загоняя его в конфузор. Любой сверхзвуковой, с М > 1, поток в сужающейся проточной части тормозится и уплотняется. Поэтому конфузор ГПВРД имеет вид сужающейся воронки, округлой или щелевидной с наклонными гранями. Тут и работают скачки уплотнения, возникая на кромках воздухозаборника. Воздух за ними течет в виде сжавшегося потока. Такие скачки стоят и дальше в соответствии с геометрией канала, последовательно замедляя, уплотняя и нагревая поток.

Конфузор поставляет многократно сжатый горячий воздух для горения с заданными плотностью и расходом. Плотность нужна для устойчивого горения, расход — для уровня тяги. Сжатый поток должен оставаться сверхзвуковым, как и в любой точке ГПВРД. Это необходимо для избегания больших потерь на торможение потока до дозвукового (тогда возникнет прямой скачок с самыми большими потерями) с последующим разгоном его соплом обратно до сверхзвукового. Чтобы избежать напрасных потерь, поток во всем двигателе оставляют сверхзвуковым. Канал конфузора тщательно проектируется, как эффективная машина сверхзвукового сжатия. В нем организуются органы управления параметрами сжатия. В уплотненный горячий сверхзвуковой поток остается лишь распылить горючее и сжечь его. И встретить две большие проблемы ГПВРД.

Сверхзвуковое горение — чрезвычайно сложная штука. Любое обычное пламя будет сдуваться сверхзвуком, не успевая распространяться. Нужен другой, сверхзвуковой механизм горения. Такой известен — детонация. Ударная волна детонации сверхзвуковая, и она сжимает вещество до нагрева, нужного горению. Смесь водорода и кислорода называют гремучим газом, потому что он очень громко детонирует, закладывая уши до звона. Добавив в воздух водорода, можно получить гремучий газ, пусть и сильно разбавленный атмосферным азотом, но все равно способный к детонации.

Детонационная волна сгорания пойдет по этой смеси со сверхзвуковой скоростью. Здесь скачок уплотнения работает как поршень дизеля, сжимая смесь до воспламенения. Если уравнять скорость сверхзвукового потока воздушно-водородной смеси со скоростью детонационной волны, то волна горения будет бежать, оставаясь на месте. И обживая это место проточной части в качестве камеры сгорания. При огромной сверхзвуковой скорости необходимо сверхточно регулировать скорость потока и детонации, чтобы она не ушла ни вперед, ни назад из зоны сгорания. Сверхточно и сверхбыстро, иначе волна вылетит из камеры за тысячную долю секунды. При этом важно точно выдерживать и плотность, и температуру потока, и десяток других параметров — все влияет на волну. Такое управление представляет серьезную проблему.

Топливо и расклады с ним создают вторую большую проблему. Водород проще смешивать с воздухом, но керосин или подобные плотные топлива нужно распылить для образования детонирующей смеси. Какой именно — из паров топлива или из тонко распыленного тумана мелких жидких капелек? Детонация топливного тумана — это двухфазные детонационные системы, хорошо работающие в боеприпасах объемного взрыва. Вопросы выбора разновидностей детонации осложняются поисками топливных конструкций. Все выставленное в сверхзвуковой поток возмущает его, создавая скачки уплотнения. Как организовать форсунки или другое распыление в поток? Как приготовить качественную сверхзвуковую топливно-воздушную смесь, причем за крайне короткое время — доли миллисекунды? Как управлять ее составом с такой быстротой? Распыление топлива, как и стена сверхзвукового горения,— весьма сложные процессы и объекты управления. Здесь ищут ключевые решения эффективности ГПВРД, которые не публикуют в печати.

Наконец детонационная волна позади, газ раскален сгоревшим в ней топливом. Дальше его ждет реактивное сопло. Но это не привычное сопло Лаваля. У него нет сужающейся части — она дозвуковая и здесь не нужна. Горячий сверхзвуковой поток поступает в сразу расширяющееся сверхзвуковое сопло. Это диффузор, обычная расширяющаяся часть знакомого «ракетного» сопла Лаваля, разгоняющая реактивную струю и создающая тягу.

Проточная часть ГПВРД, таким образом, напоминает дудку с двух сторон — сужение конфузора, зону сгорания и расширение соплового диффузора. Поток везде сверхзвуковой, но с разной скоростью, наименьшей в центральной части. И эта дудка гремит свою песню высоко в стратосфере.

Полет шмеля, или Игра в крестики-нолики

Гиперзвуковой двигатель сразу меняет летательный аппарат, наделяя его большими возможностями и создавая из него новое боевое средство. Дальность гиперзвуковой ракеты может намного превосходить дальность планера. При более интенсивном маневрировании скорость гиперзвуковой ракеты не будет падать, поддерживаемая двигателем. А это уже напрямую боевое качество — степень неуязвимости для перехвата. Гиперзвуковую крылатую ракету сложнее перехватить из-за набора ее козырей «дальность плюс маневрирование плюс скорость», превосходящего возможности гиперзвукового планера.

Маневрирование — «броня» гиперзвуковой ракеты, главный фактор неуязвимости. Маневрирование препятствует перехвату, постоянно меняя прицеливание противоракет и выводя их вблизи на критические режимы полета, чреватые прекращением погони. Противоракеты вынуждены постоянно вырабатывать поправки своего наведения и менять полет, с приближением к цели все интенсивнее, повышая свои перегрузки до критического уровня. Организация противоракетного маневрирования может строиться на разных алгоритмах.

Представим, что система управления полетом виртуально отсекает перед собой кусок расчетной траектории длиной 10 или 15 километров. На дальнем конце этого отрезка система управления рисует перпендикулярный полету квадрат со сторонами в пару километров, пронзенный траекторией по центру. Квадрат разбивается на равные клетки, как крестики-нолики. Так пространство перед ракетой расщепляется на пучок протянувшихся вперед расходящихся пространственных сегментов, каждый из которых упирается в свою клеточку «крестиков-ноликов».

В составе системы управления полетом «зашит» генератор случайных чисел. Он строго случайным образом выбрасывает свой выбор в одну из клеток «крестиков-ноликов». В выбранной клетке рисуется прицельный крестик, прочие остаются ноликами. После чего система управления направляет ракету в этот случайно поставленный крестик.

Пролетев отрезок и оказавшись в клетке с крестиком, тем самым немного сместившись от центральной спицы — расчетной траектории, система управления отрезает от дальнейшей траектории очередной кусок, и игра повторяется. На конце отрезка снова рисуются поперек «крестики-нолики», строго случайным образом ставится прицельный крестик.

Почему выбор крестиков строго случайный? Будь в этом хоть какая-то система — ее могут «раскусить» более мощные вычислительные средства и алгоритмы противника, наводящие на крылатую ракету их противоракету. Будущие движения по любой системе можно верно спрогнозировать и направить средство перехвата в верную точку встречи. Но случайный выбор спрогнозировать нельзя.

Специальные логические блоки в составе системы управления полетом не позволяют ракете выходить за пределы двухкилометрового квадрата. Иначе шаг за шагом можно улететь в глубокие отклонения от траектории, критически удалиться от нее. А потом расчетную траекторию не нагонишь. Логические блоки следят за соотношением локальных перемещений по «крестикам-ноликам» и генерального направления полета к цели. В итоге движение крылатой ракеты напоминает нечто среднее между полетом шмеля и раскачиванием кленового листа, но выполняемое в гиперзвуковом формате. Это критически затрудняет перехват ракеты, но не делает его невозможным — никогда не говори «никогда».

Полет гиперзвуковой ракеты складывается из крупных географических элементов обхода проблемных зон и противоракетных объектов и наложенного на них локального противоракетного маневрирования, которое может усиливаться при информации о запуске противоракеты. Выбор архитектуры и режимов маневрирования — дело тщательное и тоже не попадающее в широкий информационный обмен.

Конструкция крылатого гонца

Для выполнения интенсивных маневров требуется большая подъемная сила, накренив которую можно поворачивать курс ракеты в разные стороны. В отличие от дозвукового и сверхзвукового полета на гиперзвуковом режиме подъемная сила возникает только за счет ударного газодинамического сжатия потока на нижних поверхностях аппарата. Его сжимают скачки уплотнения на крыльях и корпусе, возникающие из-за угла атаки. Сжатый воздух течет снизу поверхностей и давит на них. Силы давления собираются в подъемную силу аппарата.

Правильная организация зон сжатия и их параметров определят гиперзвуковое аэродинамическое качество ракеты, ее «летучесть». Острые передние кромки снижают лобовое сопротивление. Ракета получает специализированный газодинамический облик — гиперзвуковой. Его проектирование достаточно сложное и требует глубокого описания сложных процессов гиперзвукового обтекания. Для этого нужно глубокое понимание их. Нужны большие вычислительные мощности, математические модели с растущей адекватностью. Нужны экспериментальные измерения и данные. Поэтому выбор форм ракеты, баланс геометрии и обтекания, тоже ключевой и является большой наработанной ценностью.

Многократные, до десятков раз, степени сжатия воздуха создают высокие аэродинамические нагрузки на конструкцию и большое сопротивление. Для их снижения полет проходит в очень разреженных слоях стратосферы, на высотах 25–30 км. Это снижает и тепловой поток в ракету, ее нагрев при такой скорости. Нижние слои для гиперзвука всегда жарче. Поэтому стратосфера становится главной сценой гиперзвуковой ракеты. Туда ракета поднимается носителем — самолетом или ускорительной ракетной ступенью. Впрочем, ускоритель нужен и при самолетном пуске, чтобы вывести гиперзвуковой двигатель на рабочие режимы течения. Гиперзвук он должен получить в уже готовом виде, пусть даже и самого нижнего диапазона.

Для управления полетом есть навигационная система, система управления полетом и исполнительные органы. Навигационная система складывается инерционным блоком, астронавигацией и спутниковой навигацией, система управления полетом обрабатывает навигационные и бортовые данные, от управления блоком двигателя до смещения центровки ракеты из-за выработки топлива. Она рассчитывает управляющие команды. Командные линии проводят их на двигатели, на исполнительные органы ориентации, например элероны, и в другие подсистемы ракеты, включая блок управления зарядом, который переводит заряд в полете во все более высокие степени готовности к взрыву.

Термоядерная боевая часть гиперзвуковой ракеты будет компактной, размером с бутыль для кулера, и весом 200 кг. Эта компактность не помешает заряду выделить над целью все 150–300 килотонн мощности, написанной на его этикетке. Возможна и тактическая мощность заряда, вплоть до неядерной боевой части. Поэтому гиперзвуковая ракета охватит широкий круг боевых задач с высокой надежностью, рождаемой фишками ее полета.

Что на практике

Предыдущая фотография

Экспериментальный гиперзвуковой аппарат NASA Х-43А, разогнавшийся собственным двигателем до М=9,6

Фото:
NASA

Гиперзвуковая крылатая ракета X-51A Waverider, закрепленная на пилоне самолета-носителя В-52 перед летными испытаниями

Фото:
US Air Force

Следующая фотография

1
/
2

Экспериментальный гиперзвуковой аппарат NASA Х-43А, разогнавшийся собственным двигателем до М=9,6

Фото:
NASA

Гиперзвуковая крылатая ракета X-51A Waverider, закрепленная на пилоне самолета-носителя В-52 перед летными испытаниями

Фото:
US Air Force

Первый свободный полет с ГПВРД и разгоном в гиперзвуковом диапазоне на собственной тяге выполнил X-43А, экспериментальный аппарат NASA. Он запускался крылатой ракетой «Пегас», которая в этих запусках наиболее полно выступала гиперзвуковой крылатой ракетой. После разгона аппарата до М = 7 он отделялся, запускал водородный двигатель и дальше разгонялся сам. В 2004 году он достиг скорости М = 9,6 либо 3,2 км/с (данные разнятся).

После него испытывалась гиперзвуковая крылатая ракета X-51A Waverider. В отличие от предыдущего аппарата она имела облик крылатой ракеты. В успешном испытании 2013 года ракета поднялась до 18 км и разогналась до М = 5,1, пройдя 426 км за шесть минут.

Сейчас в США возят под крылом бомбардировщика гиперзвуковую ракету с ГПВРД на углеводородном топливе. Это первый этап испытаний по программе HAWC. Летные испытания ракеты ожидаются в течение ближайшего года.

Индия в этом месяце провела запуск демонстратора крылатой ракеты HSTDV с гиперзвуковым двигателем. Твердотопливная ракета подняла его на 30 км и отвалилась, аппарат включил ГПВРД и разогнался до М = 6. Испытывали эффективность топливной системы и устойчивость горения топлива.

Гиперзвуковые крылатые ракеты — дело сложное, требующее мощной научной и экспериментальной базы. Но они представляют большой интерес с точки зрения как оружия, так и технологического подъема. Нет сомнений, что разработка этих ракет продолжится, и в ближайшие годы гиперзвуковые ракеты с ГПВРД выйдут из стадии испытаний на серийное производство, принятие на вооружение и начало штатной эксплуатации.

Николай Цыгикало

Вид изнутри сверхзвукового горения

Мгновенные распределения безразмерной температуры T/T0 и массовой доли топлива с синими пунктирными линиями, заданными YF=0,05: (вверху, вариант LP-OS1) слабый удар со стехиометрической смесью, (в центре, случай LP-OS2) сильный удар со стехиометрической смесью , и (внизу, случай LP-OS2-H) сильный удар с богатой топливом смесью. Здесь серые точки обозначают испаряющиеся капли топлива. Авторы и права: Чжаоксин Рен, Бинг Ван и Лунси Чжэн

В реактивном двигателе поток воздуха замедляется, чтобы повысить температуру и давление для сгорания — сжигание топлива с правильным соотношением топлива и воздуха для преодоления лобового сопротивления позволяет получить ускорение.

Но в сверхзвуковых двигателях достижение нужной скорости потока, создание правильного соотношения испаряемого топлива и обеспечение воспламенения в нужное время является более сложной задачей. При испарении жидкости в камере сгорания в игру вступает нечто большее, чем просто гравитация и сопротивление, особенно со сверхзвуковыми ударными волнами в уравнении.

Вихри — динамические структуры, возникающие в турбулентном потоке, — подвергаются воздействию ударной волны. Это изменяет способ сгорания топлива и увеличивает количество возможностей поведения частиц. Чтобы углубить наше понимание динамики сверхзвукового потока, исследователи обращаются к численному моделированию, чтобы рассчитать огромное разнообразие возможных результатов в этой измененной системе.

В своем исследовании, опубликованном на этой неделе в Physics of Fluids , Zhaoxin Ren, Bing Wang и Longxi Zheng рассмотрели сверхзвуковое горение во временном ряду посредством численного моделирования. Это позволило им увидеть, как изменяющиеся переменные, такие как массовая загрузка топлива, интенсивность ударной волны и типы отражающих и передаваемых волн, создаваемых в разные моменты времени, повлияют на воспламенение.

Они смогли количественно охарактеризовать влияние падающей косой ударной волны на крупномасштабные сдвиговые вихри и экзотермические реакции, математически отобразив влияние переменных и результирующие типы волн, создаваемых в ударном газе. Их анализ устанавливает надежный метод моделирования сверхзвукового горения с использованием инструментов математического моделирования, специально разработанных для этой цели.

«В настоящее время никакое коммерческое программное обеспечение не может моделировать проблему сверхзвукового горения, потому что оно требует численных схем высокого порядка для расчета сверхзвуковых течений со сложными эволюционирующими ударными волнами, а также скорректированных моделей для описания динамики капель, обе из которых мы тщательно рассматриваем в нашей собственные коды моделирования», — сказал Ван, соавтор исследования. «Прямое численное моделирование может охватывать полные масштабы потоков, участвующих во взаимодействии ударной волны с вихрем».

Используя комбинацию пользовательских кодов моделирования и метода Эйлера-Лагранжа, обычно применяемого к двухфазным потокам с частицами, авторы смогли выполнить широкий спектр моделирования и предоставить серию тестовых примеров, которые дают информацию для проектирования ГПВРД. Их анализ выявил два режима индуцированного горения, в том числе локальный квазидетонационный режим, возникающий за счет образования преломленной волны, связанной с химической реакцией.

«ГПВРД — наиболее подходящий вариант для высокоскоростных полетов со скоростью шесть и более Маха», — сказал Ван. «Понимание сложного физического механизма сверхзвукового горения и воздействия падающих ударных волн может помочь инженерам выбрать наилучшее сочетание смешивания и горения за счет установки подвижных компонентов в камере сгорания».

Узнать больше

Ученые открыли взаимодействие между сверхзвуковой струей топлива и ударной волной

Дополнительная информация:
Чжаоксин Рен и др. , Численный анализ взаимодействия вихря, ударной волны и экзотермической реакции в сверхзвуковом плоском сдвиговом слое, наполненном каплями, Physics of Fluids (2018). DOI: 10.1063/1.5011708

Информация журнала:
Физика жидкостей

Предоставлено
Американский институт физики

Цитата :
Вид изнутри на сверхзвуковое горение (2018, 15 марта)
получено 2 октября 2022 г.
с https://phys.org/news/2018-03-view-supersonic-combustion.html

Этот документ защищен авторским правом. Помимо любой добросовестной сделки с целью частного изучения или исследования, никакие
часть может быть воспроизведена без письменного разрешения. Контент предоставляется только в ознакомительных целях.

Текущие исследования

От субкритического до
сверхкритическое смешение

Значения плотности и градиента плотности
количественно определено для суб- и сверхкритических струй на основе нерезонансного метода PLIF
что позволяет точно обнаружить все ядро ​​струи. Применяется новый метод для
вычисление длин ядер с использованием структур, обнаруженных по всему
реактивная центральная плоскость. Оцениваются углы раскрытия струи и используется модель для
зависимость угла раскрытия от камеры к инжектору
коэффициент плотности. Подробное сравнение было предоставлено с существующими
теоретические модели и экспериментальные данные как для длины ядра, так и для растекания
углы. Для изучения инжекции и
характеристики перемешивания как докритической, так и сверхкритической струи. Особый интерес представляют инъекции
сверхкритические струи в докритической среде выявили повторное утверждение
поверхностного натяжения и образования капель после места впрыска.

Пламязадерживающие в сверхзвуковых реагирующих потоках

сверхзвуковой поток зависит от местных условий в области рециркуляции и от
массовый переход в этот регион и из него. Большие градиенты местного газа
состав и температура существуют в области рециркуляции. Следовательно, стабильность
корреляции параметров, разработанные для предварительно смешанных пламен, не могут быть использованы для
определить пределы устойчивости к выбросу для пламени без предварительного смешения, встречающегося в
практичные устройства. В настоящем исследовании образцы смеси экстрагировали при
различные положения в области рециркуляции и сформированный сдвиговый слой
за обращенной назад ступенькой в ​​сверхзвуковом потоке и анализируется по массе
спектрометрия для определения распределения концентрации видов в регионе.
Точечные масс-спектрометрические измерения были дополнены ацетоном.
измерения планарной лазерно-индуцированной флуоресценции (PLIF) для получения планарного
распределение мольной доли топлива в области рециркуляции. Не реагирующий
были проведены испытания потока и эксперименты по сжиганию, варьируя различные виды топлива.
связанные параметры, такие как место впрыска, давление впрыска и топливо
тип. Впрыск топлива перед ступенью был неэффективен для подачи достаточного количества топлива.
топливо в зону рециркуляции и не поддерживал пламя в процессе горения
эксперименты. Впрыск топлива в основание ступени был эффективен для поддержания
пламя. Для базового впрыска локальная мольная доля топлива в системе рециркуляции
область, определенная из экспериментов, была на порядок выше, чем
глобальная мольная доля топлива на основе общего количества молей воздуха, проходящего через испытание
участок и общее количество топлива, впрыснутого на испытательном участке. Это предполагает существенное
разница в кривой стабильности пламени для условий без предварительного смешивания в ГПВРД
двигатель по сравнению с потоком предварительного смешения. При базовом впрыске топливо оставалось в
области рециркуляции даже при более высоком давлении впрыска. Из-за более медленной диффузии
скорости, более тяжелое топливо имело более высокую локальную мольную долю в рециркуляционном контуре.
области по сравнению с более легким топливом на единицу глобальной мольной доли впрыскиваемого топлива
в тестовом разделе. Следовательно, молекулярная масса топлива будет влиять на несмешанное топливо.
пределы стабильности пламени в ГПВРД; более тяжелое топливо будет лучше
бедное топливо и худший предел стабильности при богатом топливом по сравнению с более легким топливом. Это
в дополнение к тому, что более легкое топливо, такое как водород, имеет гораздо более широкий
предел стабильности пламени, чем у более тяжелого топлива, такого как пропан. Данные, полученные в
исследование может помочь разработать параметр стабильности для пламени без предварительного смешения и
валидация расчетных моделей.

Изолятор/камера сгорания

Изолятор.
исследовано сверхзвуковое реагирующее течение в переходном режиме
экспериментально в трех режимах с входным числом Маха изолятора 1,6,
1.9 и 2.5. Эти условия
представитель переходного режима полета, начинающегося со скорости около 4 Маха и
продолжая до 6 и 7 Маха, которые охватывают диапазон от старта прямоточного воздушно-реактивного двигателя до
переход на полноценный ГПВРД.

Наряду с анализом стойкости пламени, рассмотренным в предыдущем отчете, этот
исследование обеспечит прямое понимание ключевых физико-химических механизмов и
конструктивные особенности, определяющие поведение сверхзвуковой камеры сгорания; это также может быть
используется для облегчения проектирования и оптимизации всей проточной части ГПВРД
состоит из входа, изолятора, камеры сгорания и сопла. Выделение тепла при сгорании в
Модель ГПВРД была смоделирована с использованием постепенного перекрытия выхода потока до тех пор, пока
В камере сгорания и изоляторе индуцировалось восходящее взаимодействие. Включенные здесь условия превышают
предел теплового удара. Визуализация и
распределения пристеночного давления свидетельствуют об устойчивости сверхзвукового течения и
переход от полностью сверхзвукового к двойному, дозвуковому-сверхзвуковому, режиму. Первоначальная оценка длины
образование ударной волны в изоляторе при отрывном течении свидетельствовало о том, что
необходимо дальнейшее совершенствование прогнозируемых инструментов.

Влияние впрыска топлива с помощью пилона на
Смешивание в поле сверхзвукового потока

Анализы показали, что перемешивание можно улучшить
использование тонких пилонов, которые лишь незначительно влияют на потери давления. В
В этом исследовании гелий и аргон были впрыснуты поперечно в 1,6 Маха.
воздушный поток, имитирующий впрыск легкого и тяжелого топлива за тонким треугольным
пилон размещен выше по течению, в изоляторе. Проникновение и перемешивание в тесте
разрез наблюдались на трех поперечных сечениях, включая рециркуляционный
регионе и за его пределами с помощью планарной лазерно-индуцированной флуоресценции (PLIF). Результаты сравнивались с результатами без пилона.
случаи. В ближней зоне наличие пилона привело к улучшению обоих
проникновение и распространение струи и одновременно снижение
градиенты концентрации в области рециркуляции, что свидетельствует об улучшении
способность удерживать пламя; однако в дальнем поле распространение улучшается за счет других
факторы, особенно крупные вихревые структуры
благодаря наличию боковых стенок.

Кавитация в термочувствительных жидкостях 9004-8
термочувствительная жидкость, имитирующая криогенное кавитационное поведение.
В отличие от воды, которая изучена исчерпывающе, криогенные жидкости
кавитация со значительным тепловым эффектом. Прошлые попытки анализа этого
поведения в воде привели к плохой предсказательной способности из-за отсутствия
данные в режиме, определяемом как термочувствительная кавитация. Жидкости, протекающие рядом
их термодинамическая критическая точка имеет соотношение плотностей жидкости и пара, равное
на порядки меньше, чем типичные экспериментальные жидкости, так что
традиционные модели уравнения состояния и кавитации неприменимы. Термальный
Эффекты кавитации до конца не изучены из-за экспериментальных
трудности обращения с криогеникой. В этой работе исследуются физические эффекты
термочувствительной кавитации в модельном представителе турбонасосного индуктора современного ракетного двигателя.

Неустойчивая поверхность
давление и высокоскоростная визуализация, собранные в течение теплофизического периода.
режимы от термочувствительной до изотермической кавитации предлагают как
количественное и качественное понимание физического процесса тепловой кавитации.
Физические и термодинамические эффекты выделяются для выявления источника
условия полости, колебания и поведение роста/схлопывания. Планарный лазер
визуализация предлагает мгновенный взгляд внутри паровой полости и на
поведение границы между двухфазной областью и набегающим потоком
жидкость. Исследуются безразмерные параметры, с
числа кавитации, числа Рейнольдса, коэффициент давления и безразмерная температура в широком диапазоне. Результаты в
форма карт режима кавитации, число Струхаля
схлопывание полости и длина полости предлагают механистический анализ
явление. Выполнен анализ линейной устойчивости границы, а также
анализ тепловых эффектов в резонаторе и колебательного поведения
полость и возвратная струя.

Исследование горения под высоким давлением

Сжигание водородо-воздушных и водородо-кислородных смесей под
широкий диапазон отношений эквивалентности и давлений изучается в
камера сгорания до 60 атм.
Сопряженный, трехмерный, теплопередача стенки и OH-PLIF при 281 нм являются
измерено. Изучение источников ошибок
оценили влияние 18 параметров на неопределенность PLIF
измерение с локальной температурой, оказывающей большое влияние, вплоть до
15%. Вместе все параметры
может привести к погрешности измерения мольной доли ОН до 22%.

Вернуться на домашнюю страницу Лаборатории горения.

Разработка возможности сжигания предварительного смешения для двухрежимных экспериментов с ГПВРД

[1] Peters N, Turbulent Combustion, Cambridge University Press, 2000. [Google Scholar]

[2] Borghi R, «Моделирование турбулентного горения», Progress в области энергетики и горения, Vol. 14, № 4, 1988. С. 245–292. [Google Scholar]

[3] Брей К., Либби П. и Уильямс Ф., Высокоскоростное турбулентное горение в турбулентных реагирующих потоках (под ред. Либби П.А. и Уильямс Ф.А.), Academic Press, Лондон, Великобритания, 1994. [Google Scholar]

[ 4] Williams FA, Combustion Theory, Westview Press, 1985. [Google Scholar]

[5] Ben-Yakar A and Hanson RK, «Cavity Flame-Colders for Ignition and Flame Stabilization in Scramjets: An Overview», Journal of Propulsion и мощность, Vol. 17, № 4, 2001. С. 869–877. [Академия Google]

[6] Грубер М.Р., Баурле Р.А., Матхур Т. и Хсу К.Ю., «Фундаментальные исследования концепций пламегасителей с полостью для сверхзвуковых камер сгорания», Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, № 1, 2001, стр. 146–153. [Google Scholar]

[7] Матхур Т., Грубер М., Джексон К., Донбар Дж., Дональдсон В., Джексон Т. и Биллиг Ф. «Эксперименты по сверхзвуковому горению с топливной форсункой на основе полости», Journal of Propulsion and Power, Том. 17, № 6, 2001. С. 1305–1312. [Google Scholar]

[8] Грубер М.Р., Донбар Дж.М., Картер К.Д. и Хсу К.Ю., «Исследования смешения и горения с использованием полых держателей пламени в сверхзвуковом потоке», Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, № 5, 2004, с.769–778. [Google Scholar]

[9] Миллиган Р.Т., Лю Дж., Там С.Дж., Эклунд Д.Р., Хагенмайер М.А., Дэвис Д.Л., Риша Д.Дж., Грубер М., Матур Т., «Двухрежимная камера сгорания с ГПВРД: численная чувствительность и оценка экспериментов» », AIAA Paper 2012–0947, 2012. [Google Scholar]

[10] Tatman BJ, Rockwell RD, Goyne CP, McDaniel JC, and Donohue JM, «Experimental Study of Vitiation Effects on Flameholding in a Cavity Flameholder», Journal Движения и мощности, Vol. 29, № 2, 2013. С. 417–423. [Академия Google]

[11] Генри Дж. Р. и Андерсон Г. Я., «Соображения по проектированию ГПВРД с интегрированным корпусом», Отчет НАСА № TM X2895, 1973 г. [Google Scholar]

[12] Менон С., «Смешивание, вызванное ударной волной». Улучшение в камерах сгорания ГПВРД», Документ AIAA 89–0104, 1989. [Google Scholar]

[13] Вуд К.В. и Шетц Дж.А., «Влияние нестационарного ударного удара на высокоскоростное смешение газов», Документ AIAA 91-5091, 1991 , [Google Scholar]

[14] Виктор К. Г., «Влияние ударных систем, вызванных противодавлением, на перемешивание поперечных струй со скоростью 2,9 Маха».Freestream», магистерская диссертация, кафедра инженерной физики, Univ. of Virginia, Charlottesville, VA, 1994. [Google Scholar]

[15] Choi B, Takae K, Kouchi T, and Masuya G, «Турбулентные характеристики струи, впрыскиваемой в сверхзвуковой поток с псевдоударной волной», Journal of Propulsion and Мощность, Том. 28, № 5, 2012. С. 971–981. [Google Scholar]

[16] Васильев В., Закотенко С. Н., Крашенинников С. Ю., Степанов В. А. Численное исследование перемешивания и усиления за косыми ударными волнами // Журнал AIAA. 32, № 2, 1994, стр. 311–316. [Google Scholar]

[17] Виноградов В.А., Шихман Ю.М., Сигал С. Обзор предварительного впрыска топлива в сверхзвуковых химически реагирующих потоках // Обзоры прикладной механики. 60, № 4, 2007. С. 139–148. [Google Scholar]

[18] Heiser WH и Pratt DT, Hypersonic Airbreathing Propulsion, AIAA Education Series, AIAA, Вашингтон, округ Колумбия, 1994, стр. 305–306. [Google Scholar]

[19] Lee SH, Характеристики двойного поперечного впрыска в камеру сгорания ГПВРД, Часть 1: Смешивание, Journal of Propulsion and Power, Vol. 22, № 5, 2006. С. 1012–1019.. [Google Scholar]

[20] Ливингстон Т., Сигал С., Шиндлер М. и Виноградов В. А., «Проникновение и распространение струй жидкости во впускном отверстии внешнего внутреннего сжатия», Журнал AIAA, Vol. 38, № 6, 2000, стр. 989–994. [Google Scholar]

[21] Оуэнс М., Муллагири С., Сигал С. и Виноградов В.А., «Влияние предварительного впрыска топлива на смешивание в воздушном потоке со скоростью 1,6 Маха», Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, № 3, 2001, стр. 605–610. [Google Scholar]

[22] Lee SH и Mitani T, «Смешивание увеличения поперечного впрыска в камере сгорания ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 19, № 1, 2003. С. 115–124. [Google Scholar]

[23] Грубер М.Р., Картер К.Д., Монтес Д.Р., Хаубелт Л.С., Кинг П.И. и Хсу К.Ю., «Экспериментальные исследования впрыска топлива с помощью пилона в сверхзвуковой поперечный поток», Journal of Propulsion and Power, Vol. . 24, № 3, 2008. С. 460–470. [Google Scholar]

[24] Роуэн С.А. и Полл А., «Характеристики ГПВРД с комбинированным нормальным и тангенциальным впрыском топлива», Journal of Propulsion and Power, Vol. 22, № 6, 2006. С. 1334–1338. [Академия Google]

[25] Гарднер А.Д., Полл А. и Макинтайр Т.Дж., «Впрыск в иллюминатор восходящего потока в двумерной модели ГПВРД», Shock Waves, Vol. 11, № 5, 2002. С. 369–375. [Google Scholar]

[26] Макгуайр Дж. Р., Бойс Р. Р. и Мадфорд Н. Р., «Радикальные процессы воспламенения фермы в двумерном сверхзвуковом сгорании», Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, № 5, 2008. С. 1248–1257. [Google Scholar]

[27] Boyce RR, Mudford NR, and McGuire JR, «Визуализация OH-PLIF сверхзвуковых потоков горения при радикальном земледелии», Shock Waves, Vol. 22, № 1, 2012, стр. 9–21. [Google Scholar]

[28] Хаас Дж. Ф. и Стертевант Б., «Взаимодействие слабых ударных волн с цилиндрическими и сферическими неоднородностями газа», Journal of Fluid Mechanics, Vol. 181, 1987, стр. 41–76. [Google Scholar]

[29] Хермансон Дж. К. и Цетеген Б. М., «Вызванное ударом смешение турбулентных струй неоднородной плотности», Physics of Fluids, Vol. 12, № 5, 2000. С. 1210–1225. [Google Scholar]

[30] Недунгади А. и Льюис М.Дж., «Численное исследование улучшения смешивания топлива с использованием взаимодействия наклонного удара и вихря», Journal of Propulsion and Power, Vol. 16, № 6, 2000, стр. 946–955. [Google Scholar]

[31] Marble FE, Zukoski EE, Jacobs JW, Hendricks GJ, and Waitz IA, «Shock Enhancement and Control of Hypersonic Mixing and Combustion», AIAA Paper 90–1981, 1990. [Google Scholar]

[32] Вайтц И.А., Марбл Ф.Е. и Зукоски Э.Е., «Исследование инжектора с контурной стенкой для увеличения скорости перемешивания», Журнал AIAA, Vol. 31, № 6, 1993, стр. 1014–1021. [Google Scholar]

[33] Ян Дж., Кубота Т. и Зукоски Э.Е., «Применение перемешивания, вызванного ударом, к сверхзвуковому горению», Журнал AIAA, Vol. 31, № 5, 1993, стр. 854–862. [Google Scholar]

[34] Катлер А.Д., Магнотти Г., Канту Л., Галло Э., Роквелл Р.Д. и Гойн С.П., «Измерения когерентной антистоксовой рамановской спектроскопии с двумя насосами в двухрежимном ГПВРД», Journal of Propulsion и мощность, Vol. 30, № 3, 2014. С. 539–549. [Google Scholar]

[35] Johansen CT, McRae CD, Danehy PM, Gallo EC, Cantu LM, Magnotti G, Cutler AD, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «OH PLIF эксперимента по сверхзвуковому горению UVa: конфигурация А», Журнал визуализации, Vol. 17, № 2, 2014. С. 131–141. [Академия Google]

[36] Rice BE, Goyne CP, McDaniel JC и Rockwell RD, «Характеристика двухрежимного ГПВРД с помощью стереоскопической измерения скорости изображения частиц», AIAA 2014–0986, 52-я встреча AIAA по аэрокосмическим наукам, Национальная гавань, Мэриленд, январь
2014. [Google Scholar]

[37] Фултон Дж. А., Эдвардс Дж. Р., Хассан Х. А., Макдэниел Дж. К., Гойн С. П., Роквелл Р. Д., Катлер А. Д., Йохансен К. Т. и Дэнехи П. М. , Моделирование реактивного потока в двухрежимной камере сгорания ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, № 3, 2014. С. 558–575. [Академия Google]

[38] Rockwell RD, Goyne CP, Rice BE, Kouchi T, McDaniel JC, and Edwards JR, «Совместное экспериментальное и вычислительное исследование двухрежимной ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, № 3, 2014 г., стр. 530538. [Google Scholar]

[39] Уллум У., Шмидт Дж. Дж., Ларсен П. С., МакКласки Д. Р., «Статистический анализ и точность данных PIV», Journal of Visualization, Vol. 1, № 2, 1998. С. 205–216. [Google Scholar]

[40] Cantu LM, Gallo EC, Cutler AD, Bathel BF, Danehy PM, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «Визуализация моделирования смешивания топлива и воздуха в двухрежимном ГПВРД», Журнал движения и мощности, Vol. 32, № 2, 2016. С. 373–382. [Академия Google]

[41] Rockwell RD, Goyne CP, Haw W, Krauss RH, McDaniel JC и Trefny CJ, «Экспериментальное исследование влияния вибрации TestMedium на характеристики и мощность двухрежимного ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 27 , №5, 2011. С. 1135–1142. [Google Scholar]

[42] Krauss RH, McDaniel JC, Scott JE, Whitehurst RB, Segal C, Mahoney GT и Childers JM, «Уникальная установка с чистым воздухом, непрерывным потоком и высокой температурой застоя для сверхзвуковых исследование горения», документ AIAA 88–3059., 1988. [Google Scholar]

[43] Krauss RH and McDaniel JC, «A Clean Air Continuous Flow Propulsion Facility», AIAA Paper 92–3912, 1992. [Google Scholar]

[44] Ramesh K, Edwards JR , Челия Х., Гойн С., Макдэниел Дж., Рокуэлл Р.
Кирик Дж., Катлер А. и Данехи П., «Моделирование больших вихрей высокоскоростного сжигания предварительно смешанного этилена», AIAA 2015–0356, 53-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам, Киссимми, Флорида, январь
2015. [Google Scholar]

[45] Катлер А.Д., Канту Л.М.Л., Галло Э.К.А., Баурле Р., Данехи П.М., Роквелл Р.Д., Гойн К.П. и Макдэниел Д.К., «Изучение неравновесного сверхзвукового набегающего потока с использованием когерентной антистоксовой рамановской спектроскопии». Журнал AIAA, Vol. 53, № 9, 2015. С. 2762–2770. [Google Scholar]

[46. Gallo ECA, Cantu LML, Cutler AD, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «Измерения WIDECARS пламени предварительно смешанной этилен-воздушной смеси в малогабаритной двухрежимной камере сгорания ГПВРД», AIAA 2016–0656, 54rh AIAA Aerospace Sciences Встреча, Сан-Диего, Калифорния, январь
2016. [Google Scholar]

[47] Катлер А.Д., Галло ЭКА, Канту ЛМЛ, Роквелл Р.Д. и Гойн С.П., «Измерения WIDECARS турбулентного предварительно перемешанного этилен-воздушного пламени в двухрежимном ГПВРД», AIAA 2016– 3111, 32-я конференция AIAA по технологиям аэродинамических измерений и наземным испытаниям, Вашингтон, округ Колумбия, июнь
2016. [Google Академия]

[48] Cantu LML, Gallo ECA, Cutler AD, Danehy PM, Johansen CT, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «OH-PLIF Visualization of a premixed thylene-fuel Dual-Mode Scramjet Combustor», AIAA 2016 –1763, 54-я встреча AIAA по аэрокосмическим наукам, Сан-Диего, Калифорния, январь
2016. [Google Scholar]

[49] Heiser WH и Pratt DT, Hypersonic Airbreathing Propulsion, AIAA Education Series, AIAA, Вашингтон, округ Колумбия, 1994, стр. 332–346. [Google Scholar]

Траектория потока ГПВРД обратной конструкции | IntechOpen

• Авторская панель Войти

Что такое открытый доступ?

Открытый доступ — это инициатива, направленная на то, чтобы сделать научные исследования бесплатными для всех. На сегодняшний день наше сообщество сделало более 100 миллионов загрузок. Он основан на принципах сотрудничества, беспрепятственного открытия и, самое главное, научного прогресса. Будучи аспирантами, нам было трудно получить доступ к нужным нам исследованиям, поэтому мы решили создать новое издательство с открытым доступом, которое уравняет правила игры для ученых со всего мира. Как? Упрощая доступ к исследованиям и ставя академические потребности исследователей выше деловых интересов издателей.

Наши авторы и редакторы

Мы являемся сообществом из более чем 103 000 авторов и редакторов из 3 291 учреждения в 160 странах, в том числе лауреатов Нобелевской премии и самых цитируемых исследователей мира. Публикация на IntechOpen позволяет авторам получать цитирование и находить новых соавторов, а это означает, что больше людей увидят вашу работу не только из вашей собственной области исследования, но и из других смежных областей.

Оповещения о содержимом

Краткое введение в этот раздел, описывающий открытый доступ, особенно с точки зрения IntechOpen

Как это работаетУправление предпочтениями

Контакты

Хотите связаться? Свяжитесь с нашим головным офисом в Лондоне или командой по работе со СМИ здесь:

Карьера:

Наша команда постоянно растет, поэтому мы всегда ищем умных людей, которые хотят помочь нам изменить мир научных публикаций.

Рецензируемая глава в открытом доступе

Автор:

Мукеш Дханасар, Фредерик Фергюсон и Хулио МендесОпубликовано: 23 апреля 2019 г.

doi: 10.5772/intechopen.85697

Скачать бесплатно

из отредактированного тома

Под редакцией Giuseppe Pezzella и Antonio Viviani

Заказ о сведении.

Глава.
1110 загрузок глав

Посмотреть полные показатели

СКАЧАТЬ БЕСПЛАТНО

Рекламное объявление

Аннотация

Можно утверждать, что в основе функционального гиперзвукового аппарата лежит его двигатель. Ключ к функционально эффективному ГПВРД лежит в конструкции его проточной части. Проточный тракт состоит из следующих участков: (1) вход в носовую часть; (2) изолятор, (3) камера сгорания и (4) сопло. В этой главе основное внимание уделяется конструкции воздухозаборника носовой части и изолятора ГПВРД. В этой структуре ключ к функционально эффективному ГПВРД лежит в конструкции его проточной части. Эта конструкция пути потока должна учитывать физику сложного поля потока и взаимодействие физических поверхностей с этим сложным полем потока. Многие попытки спроектировать эффективные траектории потока ГПВРД увенчались определенным успехом. В этом исследовании используется «обратный дизайн»? подход, аналогичный дарвиновской теории эволюции, согласно которой организм приспосабливается к выживанию в окружающей среде; траектория потока ГПВРД будет вырезана/извлечена из рабочей среды. Цель состоит в том, чтобы естественным и органичным образом уловить, обработать и направить поток из окружающей среды; тем самым подготавливая его к процессу горения. В этом подходе используются идеальные двумерные косые ударные отношения в сочетании с теорией каретного волнолета Нонвейлера и методами упорядоченного марша.

Keywords

• scramjet flow-path
• hypersonic propulsion
• inverse design
• stream tube
• oblique shockwave
• Billig’s isolator relations
• Nonweiler’s caret waverider

1. Introduction

Driven by the desire to improve путешествия по воздуху и сократить время полета, авиационные двигатели эволюционировали от простых поршневых двигателей внутреннего сгорания до усовершенствованных реактивных двигателей осевого потока. Реактивные двигатели делятся на несколько категорий. К ним относятся воздушно-реактивные, газотурбинные, турбореактивные, турбовентиляторные, прямоточные и прямоточные двигатели сжатия. ПВРД и ГПВРД уникальны тем, что представляют собой последнюю разработку на пути эволюции реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в отличие от обычных реактивных двигателей, в которых для сжатия поступающего воздуха используются компрессоры с турбинным приводом, для достижения этой цели использует ударные волны. Сжатый воздух сжигается в камере сгорания в дозвуковых условиях. ГПВРД — это, по сути, воздушно-реактивный двигатель, предназначенный для полета на гиперзвуковых скоростях от 4 до 12 Маха или скоростях в диапазоне 1207–29.95 м/с (2700–6700 м/ч). ГПВРД захватывает воздушный поток из атмосферы, а также сжимает его через ударные волны, прежде чем воздух попадет в камеру сгорания. Топливо впрыскивается в камеру сгорания, где происходит сгорание в сверхзвуковых условиях. Горячий газ под высоким давлением, выходящий из камеры сгорания, затем ускоряется до высоких скоростей в сопле, создавая тягу на выходе из двигателя.

Вообще говоря, концепции, связанные с ГПВРД, на первый взгляд кажутся очень простыми. Это, однако, вводит в заблуждение, поскольку попытки разработать работающий ГПВРД оказались весьма сложной инженерной задачей. Некоторые аспекты разработки ГПВРД находятся на разных стадиях разработки. К ним относятся сверхзвуковое смешение топлива с воздухом, аэротермодинамический отвод тепла как от поверхностного трения, так и от внутреннего сгорания, а также другие проблемы управления тепловым режимом, связанные с работой двигателя при чрезвычайно высоких температурах в течение длительных периодов времени. Компоненты камеры сгорания могут подвергаться воздействию температур порядка более 3033 К (5000 °F). При этих температурах плавится большинство металлов, а жидкости (воздух и топливо) ионизируются, что делает физику связанного с ними поведения непредсказуемой.

В этой главе основное внимание уделяется концепциям проектирования носовой части, впускного отверстия и секций изолятора инновационной геометрии ГПВРД, а также некоторым физикам его течения.

Advertisement

2. Обратный ГПВРД с двухмерным проектированием по центральной линии

Как указывалось ранее, концепция ГПВРД представляет собой последнюю эволюцию серии воздушно-реактивных двигателей. Сгорание в этих двигателях происходит в сверхзвуковых условиях. ГПВРД рассматриваются как двигательная установка, которая лежит в основе гиперзвуковых транспортных средств/платформ. Каждый концептуальный двигатель ГПВРД и двигатели, используемые на сегодняшний день, имеют общий набор компонентов или подразделов. На рис. 1 представлены эти компоненты/подразделы концептуальной конструкции ГПВРД, установленной на гондоле. Этими компонентами/секциями являются секция носовой части, секция впуска, секция изолятора, секция камеры сгорания и секция диффузор-сопло. В идеале представленная концепция двигателя должна быть способна работать в широком диапазоне чисел Маха. Это приводит к идее трансформирующейся конфигурации ПВРД/ГПВРД или двухрежимного ГПВРД, как показано на рисунке 2 [1]. На рис. 2а представлен двухрежимный ГПВРД, на рис. 2б — режим чистого ГПВРД, а на рис. 2с — режим чистого ПВРД.

Рис. 1.

org/1999/xlink» xmlns:xsi=»http://www.w3.org/2001/XMLSchema-instance»> Концепция ГПВРД на гондоле.

Рис. 2.

Концепция двухрежимного ГПВРД.

Типичная двухрежимная конфигурация ГПВРД, представленная на рис. 3, была обратным образом вырезана из полей сверхзвукового и гиперзвукового потоков. Структура проектирования, использованная при проектировании носовой части, впускной секции и секций изолятора, составляет основу этой главы.

Рис. 3.

Иллюстрация поперечного сечения ГПВРД.

Реклама

3. Подход обратного проектирования ГПВРД

Подход обратного проектирования основан на извлечении интересующей конфигурации из среды, в которой он работает. Для этого процесса проектирования центральная геометрия заданной двухмерной конфигурации ГПВРД строится в явном виде с использованием следующих исходных данных: число Маха набегающего потока, M _∞ , длина носовой части ГПВРД, L , угол ударной волны, β , угол каре, α, крейсерская высота полета, H _∞ и коэффициент противодавления изолятора, P _{на выходе} /P . Все свойства поля течения набегающего потока извлекаются из числа Маха и высоты [3, 4, 5, 6]. Эта информация используется при построении, анализе и определении трех основных аэродинамических зон, а именно; зона первичного скачка AB, зона отраженного скачка , BC, и зона изолятора , CD, как показано на рисунке 4. На рисунке 4 также представлено двухмерное концептуальное представление физика поля течения, связанная с взаимодействием сверхзвукового потока над клином и в канале постоянной площади. Детали этой физики поля потока и ее использование в подходе обратного проектирования объясняются в следующем разделе. Также рассматривается получение фактического трехмерного сечения носовой части. Это двухэтапный процесс, где на первом этапе выполняется двумерное построение «носовой части», домен 9.0367 AD , проводится. На втором этапе получается трехмерная геометрия.

Рис. 4.

Концептуальное двухмерное поперечное сечение по осевой линии секции ГПВРД носовая часть-впуск-изолятор с представлением физики потока.

3.1 Аэродинамика двумерной конфигурации «носовая часть корпуса»

Рассмотрим двухмерное поперечное сечение секции носовой части-впускного изолятора ГПВРД, представленное на рис. 4. Теперь рассмотрим сверхзвуковой поток, движущийся параллельно оси x. двумерного клина. Сверхзвуковая аэродинамика диктует, что поток сначала отклоняется косой ударной волной, AB ₂ , начинающийся от передней кромки А клина. Поток отклоняется во второй раз отраженной ударной волной B ₂ C ₁ , исходящей от кромки капота в точке B ₂ входного отверстия. Поток входит в воздуховод изолятора и снова движется в направлении, параллельном оси x. Чтобы поток в канале изолятора оставался сверхзвуковым, число Маха набегающего потока должно быть больше 3,0, а угол ударной волны β должен быть больше 12 и меньше 30 градусов.

Поведение поля потока в канале изолятора имеет первостепенное значение. Это поле потока может состоять из системы косых или нормальных ударов, как показано на рис. 4. Такое поведение обусловлено порочным взаимодействием поля потока со стенками воздуховода изолятора. Безразмерная длина изолятора, L/H, и перепад давления на входе и выходе воздуховода также улучшают поведение поля потока.

3.2 Получение двухмерной конфигурации «носовая часть-впуск-изолятор»

Представленная на рисунке 4 концепция «изолятор носовой части корпуса» основана на определении точек геометрического проектирования, расположенных на станциях A, B, C и D вдоль оси x ГПВРД. Это достигается за счет использования соотношений косого скачка, описанных в [2, 3, 4, 5, 6, 7], и соотношений «изолятор», экспериментально полученных в [8, 9]. Предполагается, что на рис. 4 поток движется в направлении x и что построение конфигурации «носовая часть» начинается в расчетной точке A. Следующий отчет подробно описывает логику, используемую для определения местоположения расчетных точек A, B. , С и D:

3.2.1 Расчетная точка на станции А

Расчетная точка на станции А считается началом расчетной системы координат ГПВРД, поэтому координаты расчетной точки А оцениваются следующим образом: А _x  = 0, А _y  = 0, и A _z  = 0.

3.2.2 Расчетные точки на станции B

Используя входные данные, местоположение расчетной точки B можно вычислить с использованием следующих соотношений: B 90 369 x 90 370  = L, B 90 369y  = 0, а B _z  = 0.

Кроме того, с помощью тригонометрических соотношений расчетная точка B ₁ оценивается следующим образом: B ₁ x = B _x , B _{10369 3 9039 x} tan(θ) и B _1z = 0.

Координаты расчетной точки B ₂ вычисляются следующим образом: tan(β) и B _2z  = 0. Угол клина представлен тета (θ), а ударный угол представлен бета (β). Используя число Маха и угол ударной волны бета (β), угол клина тета (θ) можно получить с использованием зависимости Тета-бета-маха (θ-β-M) [2, 3, 4, 5, 6, 7], как показано в уравнении. (1). В уравнении (1) константа γ установлена ​​равной 1,4.

θ=atan2cotβM∞2sin2β−1M∞2γ+cos2β+2
E1

3.2.3 Расчетные точки на станции C

Расчетные точки на станции C извлекаются из угла клина, θ, и свойств поля потока за первичной ударной волной, AB ₂ , как показано на рисунке 4. , Определение местоположения расчетной точки C немного сложнее и осуществляется систематически, как описано в следующих шагах:

1. Во-первых, число Маха, M, за первичной ударной волной, AB0369 2 (см. рис. 4), получается с использованием уравнения. (2),

M=1sinβ−θ1+γ−1/2M∞sinβ2γM∞sinβ2−γ−1/2
E2

1. Это число Маха в сочетании с параметрами набегающего потока затем используется с соотношениями наклонного скачка уплотнения, полученными в [5] для оценки всех свойств поля течения за первичным скачком уплотнения, AB ₂ . Свойства поля потока, давление, P, температура, T, плотность, ρ и полное давление, P _t,2 , оцениваются с использованием уравнений. (3)–(6).

PP∞=2γM∞sinβ2−γ−1γ+1
E3

TT∞=2γM∞sinβ2−γ−1γ+1M∞sinβ2+2γ+12M∞sinβ2
E4

ρρ∞=γ+1M∞sinβ2γ−1M∞sinβ2+2
E5

Pt,2Pt,∞=γ+1M∞sinβ2γ−1M∞sinβ2+2γγ−1γ+12γM∞sinβ2−γ−11γ−1
E6

1. B ₂ C ₁ , как видно на рисунке 4, представляют собой отраженную ударную волну. Эта отраженная ударная волна является результатом того, что поле течения позади первичной ударной волны AB ₂ со сверхзвуковым числом Маха M снова отклоняется воображаемым клином с углом клина θ в расчетной точке B ₂ . Этот воображаемый клин ориентирован таким образом, что он обеспечивает движение отклоненного потока параллельно оси x, рис. 4. На этом этапе обновленные значения угла клина θ и числа Маха M получаются с использованием уравнений. (1) и (2). Угол ударной волны отражения ϕ теперь определяется как ϕ = β ₁ − θ. В этом выражении β ₁ — угол отраженного скачка уплотнения. Этот отраженный ударный угол создается взаимодействием поля течения с числом Маха M и воображаемого клина с углом θ. Обратите внимание, что β ₁ получается с использованием уравнения. (1) и заменив значение числа Маха набегающего потока, M _∞ , значением числа Маха сверхзвукового потока, M.

2. Свойства поля течения за отраженным скачком уплотнения 1 теперь получают аналогично тому, как описано в пункте «b» выше. уравнение (2) используется для получения M ₁ , что является числом Маха за отраженным скачком. В уравнении (2) число Маха набегающего потока, M _∞, заменяется числом Маха M. Здесь очень важно отметить, что M ₁ представляет собой число Маха на входе в изоляторную секцию ГПВРД. уравнения (3)–(6) используются для получения дополнительных свойств поля течения давления, температуры, плотности и полной температуры, p ₁ , T ₁ , ρ ₁ и T _o , за отраженным шок. Обратите внимание, что в этих уравнениях значение числа Маха набегающего потока M _∞ , теперь заменяется значением числа Маха M из свойств поля течения за первичным скачком уплотнения.

3. После получения параметров θ, β и β ₁ теперь можно получить все проектные точки на станции C. Координата Y и Z определяются как C _y  = 0 и C _z  = 0 соответственно. Координата x получается с помощью тригонометрических соотношений и определяется как:

Cx=1+tanβ−tanθtanθ−tanβ1−θBx
Е7

1. Координаты точки C ₁ определены следующим образом: C _1x = C _x , C _1y = C _x TAN (θ) и C _{= C x TAN (θ) и C = C x TAN (θ) и C 1Z.}

2. Similarly, the coordinates of point C ₂ are determined from: C _2x  = C _x , C _2y  = B _2y , and C _2z  = 0.

3.2 .4 Расчетные точки на станции D

Оценка координат расчетных точек на станции D также представляет собой многоэтапный процесс.

1. Сначала выводится безразмерное выражение для « нормального общего » значения давления, P _n,in , уравнение (8). Это выражение является функцией условий на входе в изолятор, где М ₁ рассматривается как М _в , а статическое давление, Р ₁ , как Р _в . Отметим здесь, что значения M ₁ и P ₁ получены из свойств поля течения за отраженным скачком B ₂ C ₁ .

Pn,inPin=2γM12−γ−1γ+1
E8

При определении длины изолятора для процесса проектирования отношение давления на входе к давлению на выходе P _в / P _{на выходе} в диапазоне между P _в и P _{n, в} должно быть оценивается. Это значение необходимо для определения длины изолятора, который может надежно предотвратить все условия «незапуска». В этом процессе проектирования соотношение P _out / P _n,in , представляющее давление на выходе из изолятора, P _из , к «нормальному общему» значению давления, P _{n, в} . Используя этот подход, значение для P _в /P _из может быть определено с помощью уравнения. (9):

PoutPin=PoutPn,inPn,inPin
E9

1. Система одномерных законов сохранения приводит к следующему выражению для числа Маха на выходе изолятора, M _out [8, 9];

Mвых=γ2Min21+γ−1/2Min21−γMin2−Pвых/Pin2−γ−12−12
E10

Аналогично, при известном числе Маха на выходе безразмерная длина изолятора может быть оценена на основе следующего экспериментального соотношения, разработанного в [8, 9]:

LHIsolator=θ/HReθ1450Pout/Pin+1+170Pout/Pin-12Min2-1
E11

, где Re _θ — число Рейнольдса на входе, основанное на импульсной толщине. Кроме того, символ H представляет высоту изолятора, которая определяется по координатам y точек C ₂ и C ₁ таким образом, что H = C _2y – C _1y .

1. Координаты точки D вычисляются следующим образом: D _x  = C _x +L _{Изолятор} , D _Y = 0, и D _Z = 0.

2. Координаты точки D ₁ вычислены следующим образом: D _1x = D . _1Y = C _1Y , и D _1Z = 0,

3. Координаты точки D ₂ вычисляются следующим образом: D _2x = D _{x 0, D 0, 0, D 77777777777770 гг. 2y , и D 2z  = 0.}

Наконец, с координатами всех расчетных точек на всех станциях, A, B, B ₁ , B ₂ , C, C ₁ , C ₂ , D, D ₁ и D ₂ , полностью определенные, можно построить эскиз, показанный на рисунке 4.

Реклама

4. Компьютерное трехмерное проектирование (САПР)

4.1 Обзор процесса трехмерного проектирования

Процесс трехмерного проектирования берет свое начало в двумерной геометрии обратного проектирования, двумерное гиперзвуковое поле течения. Затем это сочетается с волновым подходом Нонвейлера [10] обратного вырезания поверхностей потока из невязких полей потока. В качестве примера выбран волнорез на рис. 5, поскольку он представляет трехмерную геометрию, полученную из двумерного поля течения. Эта геометрия каретного волнолета построена из одной плоской ударной волны AB 9.0369 3 B ₄ , как показано на рисунке 5. Уникальной особенностью этого процесса построения является то, что в любом поперечном сечении геометрии волнолета есть клин, который поддерживается косой ударной волной, причем эти клинья параллельны к потоку.

Рис. 5.

Конфигурация волнолета с каретным крылом Nonweiller.

В действительности каретный вейврайдер создан по обратному методу проектирования, основанному на принципе невязкой обтекаемой формы. Этот принцип гласит, что любая невязкая линия тока может быть заменена твердой стенкой. Принцип также утверждает, что замена невязкой линии тока твердой стенкой не влияет на внешнее течение. Из этих невязких линий тока образуются плоские поверхности невязких потоков. Эти невязкие поверхности потока затем объединяются для создания трехмерных невязких геометрий волнолета и трубок потока. Изучение рисунка 5 демонстрирует, как линии тока формируют плоские поверхности потока, такие как верхние невязкие поверхности, ABB ₃ и ABB ₄ , или поверхности нижнего потока, например, AB ₁ B ₃ и AB ₁ B ₄ .

Этот подход более подробно объясняется в следующем подразделе и демонстрируется созданием сверхзвукового трехмерного клина, за которым следует трехмерная сверхзвуковая каретообразная геометрия. Затем эта геометрия в форме каретки будет использоваться для создания интересующих сверхзвуковых геометрий в форме звезды.

4.1.1 Двухмерная конструкция носовой части (вид сбоку)

Обзор начинается с конструкции сверхзвуковой танкетки. Установленные идеальные наклонные двухмерные соотношения ударных волн используются для построения сверхзвуковой двумерной носовой части. Можно использовать два идеальных соотношения косых ударных волн: соотношение тета-бета-мах или соотношение бета-тета-мах. В этом обзоре зависимость Тета-Бета Маха [3, 4, 5], описанная выше в разделе 3.2, используется при построении сверхзвуковой двумерной носовой части. Для заданного числа Маха, угла ударной волны, Бета, на заданной высоте извлекается угол клина, Тета. Следующим шагом является установка длины носовой части. Имея все геометрические данные, двумерная носовая часть с прикрепленным амортизатором строится так, как показано на рисунке 6.9.0003

Рис. 6.

Подготовка к извлечению информации для двухмерного базового вида.

4.1.2 Двухмерная конструкция воздухозаборника (вид сбоку)

Конструкция воздухозаборника является расширением двумерной конструкции носовой части. Косой удар AB ударяется о кромку капота в точке B и отражается, как показано на рисунке 6. Линия BC представляет собой отраженный удар от взаимодействия косого амортизатора и кромки капота. Соотношения идеальных косых скачков используются для определения угла отраженного скачка, отраженного Бета. Обратите внимание, что линия AB ₁ , представляющий нижнюю поверхность передней части кузова, продолжается до точки C, где она пересекается с линией BC. На этом этапе процесса проектирования строятся двумерные носовая часть и воздухозаборник.

4.1.3 Подготовка поля течения по линии тока

Двухмерный базовый вид компонентов носовой части и воздухозаборника построен на основе геометрической информации, полученной из двухмерного бокового вида. Используемый метод поперечного марша потока сохраняет как геометрическую информацию, так и двумерную информацию о поле потока. Косая ударная волна, линия AB, сначала делится на N число равных частей, в данном случае шесть, как показано на рис. 6. Затем строятся линии тока, исходящие из косого скачка уплотнения. Каждая линия тока имеет начальную точку на наклонной ударной волне и заканчивается на отраженной ударной волне, линия BC, как показано на рисунке 6. Самая длинная линия тока представлена ​​линией AC и представляет собой нижнюю поверхность воздухозаборника носовой части. Самая короткая линия тока представлена ​​точкой 6; здесь линия тока начинается и останавливается в одной и той же точке. Линии тока, исходящие от косого скачка уплотнения и заканчивающиеся отраженным скачком уплотнения, проходят параллельно нижней поверхности воздухозаборника носовой части, как показано на рис. 6. Все линии тока теперь обрабатываются отраженным скачком уплотнения BC и проходят параллельно поверхностям. начиная с точек C и B, как показано на рисунке 6. Базовый двухмерный вид можно извлечь из поля потока.

4.1.4 Извлечение геометрии клина из поля течения

Базовый вид для двумерного клина теперь извлекается для двумерного входного отверстия носовой части и связанного с ним двумерного поля течения. Устанавливается система координат zy и задается ширина клина. Линии тока, исходящие от отраженной ударной волны BC, теперь отображаются в системе координат zy, как показано на рисунке 7. Завершив построение двухмерного вида сбоку и двухмерного вида основания, у проектировщика теперь есть трехмерная система координат. Координаты D, которые можно использовать для создания трехмерной геометрии носовой части и входного отверстия для трехмерного клина.

Рис. 7.

Создание двухмерного базового вида клина.

4.2 Геометрия каретки

Геометрия каретки формирует основу дизайна звездообразной геометрии в этом исследовании. Аналогичный процесс используется для получения двухмерного базового вида в форме вставки. Теперь вместо указания ширины клина предоставляется угол звезды Phi, как показано на рисунке 8. Для четырехконечной звезды Phi составляет 45 градусов. Отражение точек AB _Точка C вокруг оси Z создаст двухмерный базовый вид для геометрии волнолета в форме каретки. Как и прежде, все данные, необходимые для трехмерного построения трехмерного решетчатого воздухозаборника носовой части, были извлечены из поля течения. Рисунки 9–12 представляют трехмерную геометрию в форме каретки, полученную с использованием описанного выше процесса проектирования и запрограммированную с использованием FORTRAN90/95.

Рис. 8.

Генерация двухмерной геометрии в форме каретки, базовый вид.

Рис. 9.

Двумерное изображение каретки, вид сбоку.

Рис. 10.

w3.org/1999/xlink» xmlns:xsi=»http://www.w3.org/2001/XMLSchema-instance»> Каретный двухмерный базовый вид.

Рис. 11.

Каретный двухмерный вид в плане.

Рис. 12.

Каре, 2D изометрическая проекция.

4.3 Трехмерное построение речной трубки с использованием волнолета

Предложенная концепция конструкции изолятора носовой части корпуса ГПВРД предполагает новое использование геометрии волнолета. Здесь в центре внимания находится не только форма волнолета, но и внешнее поле течения, поддерживающее конфигурацию волнолета. Как видно на рис. 5, внимание обращено на внешнее двумерное течение на нижних поверхностях волнолета, то есть AB ₁ B ₃ и AB ₁ B ₄ , а также на вход и выход потока из плоскостей , АБ ₃ Б ₄ и В ₁ В ₃ В ₄ . С этой альтернативной точки зрения нововведение заключается в том, что поток, движущийся по нижней поверхности волнолета, трактуется как поток, входящий в трубку потока через поверхность AB ₃ B ₄ и выходящий через плоскость B ₁ В ₃ В ₄ . Вспомним, что поле течения двумерно, ограничено плоскостью xy и может рассматриваться как набор двумерных срезов, параллельных друг другу. Течение в трубке потока ограничено нижними невязкими поверхностями, AB ₁ B ₃ и AB ₁ B ₄ и поверхность воображаемой линии, B ₃ B ₄ .

Завершенная трубка потока, состоящая из секций носовой части, входного отверстия и изолятора, представлена ​​на рисунке 13. Эта труба потока вырезается/извлекается из поля сверхзвукового потока, движущегося параллельно оси x, которое сжимается двумя косыми ударными волнами. ; в результате поток снова движется в направлении, параллельном оси x. Дальнейшее изучение рисунка 13 идентифицирует плоскость первичной ударной волны как AB 9.0369 3 B ₄ , который поддерживает две поверхности сжатия, ACB ₃ и ACB ₄ . На этой стадии поле течения уже не параллельно оси x. Построена отраженная ударная волна, образующая плоскость CB ₃ B ₄ . Эта специально разработанная плоскость, CB ₃ B ₄ , теперь выпрямляет поток, покидающий ударную поверхность, CB ₃ B ₄ , так что он снова движется параллельно оси x. Отраженный поток теперь образует трубку потока, состоящую из следующих плоских поверхностей, CDD ₃ B ₃ , CDD ₄ B ₄ и B ₃ B ₄ D ₄ B ₃ .

Рис. 13.

Поточная трубка Waverider.

4.4 Преобразование струйных трубок в звездообразную геометрию

В предыдущем разделе была рассмотрена конструкция одинарной струйной трубки. Эти однопоточные трубки теперь можно использовать для создания интересующей звездообразной геометрии, пример которой представлен на рисунке 14. На рисунке 14 представлена ​​геометрия четырехконечной звезды, названная так потому, что она представляет собой совокупность четырех собирается таким образом, чтобы создать интересующую геометрию «закрытой формы».

Рис. 14.

4-точечный звездообразный изолятор носовой части ГПВРД [1].

Рис. 15.

Пятиточечный изолятор носовой части ГПВРД [1].

Основная концепция перехода от двумерной геометрии, рис. 4, к трехмерной геометрии, рис. 13–16, заключается главным образом в определении координат по оси z. Большое значение имеет определение расположения точек В ₃ , В ₄ , D ₃ и D ₄ . Эти точки отвечают за развитие геометрии закрытой формы/закрытой трубы с возможностью сохранения аэродинамики, связанной с невязким поведением поля потока. Кроме того, « y ‘ и ‘ z ‘ координаты этих точек зависят от выбора угла α, примером которого является угол D ₃ DD ₄ , как показано на рисунке 13. При создании конфигурации четырехконечной звезды угол α устанавливается равным 90 градусам.

Рис. 16.

Шеститочечный изолятор носовой части ГПВРД [1].

Реклама

5. Раздел проверки

В этом разделе основное внимание уделяется проверке секций носовой части, воздухозаборника и изолятора, связанных с предлагаемой концепцией ГПВРД. Независимые тестовые исследования вычислительной гидродинамики (CFD) делятся на две категории; Двухмерное моделирование и трехмерное моделирование.

5.1 Двухмерное моделирование

Исследования Эйлера и вязкости были проведены на передней, входной и изоляционной секциях ГПВРД. Двумерные исследования потока Эйлера проводились с использованием неструктурированного решателя воздушных транспортных средств (AVUS) [11]. AVUS — это трехмерный решатель потоков Эйлера/Навье-Стокса с неструктурированной сеткой конечного объема. Двухмерное вязкое моделирование изолятора было проведено с использованием собственной вычислительной схемы, интегрально-дифференциальной схемы (IDS) [12]. Следующие контурные графики (рис. 17 – 19 и 24 – 29) представляют собой решение ПО AVUS, единицы которого находятся в СИ. В то время как контурные графики, показанные на рисунке 20, изображают решение IDS. IDS построена на предпосылке уменьшения числовых ошибок и ошибок моделирования. Таким образом, IDS реализует безразмерную форму уравнений Навье-Стокса и, следовательно, уменьшает ошибку округления.

Рис. 17.

Распределение скоростей результатов AVUS по Эйлеру.

Рис. 18.

Контуры плотности результатов AVUS Euler.

Рис. 19.

AVUS Результаты Эйлера Контуры давления.

Рис. 20.

Результаты двухмерного моделирования IDS изолятора.

5.

1.1 Двухмерное моделирование Эйлера с использованием AVUS

Конфигурация четырехконечной звезды, рис. 14, была выбрана в качестве тестового примера. Модель изолятора носовой части ГПВРД подвергалась воздействию гиперзвукового поля набегающего потока со скоростью 5 Маха под нулевым углом атаки. На рисунках 17–19 представлены результаты двухмерного моделирования Эйлера вдоль центральной линии конфигурации четырехконечной звезды. Изучив эти цифры, можно сделать следующие замечания. На рис. 17 представлены данные распределения скорости для геометрии, где наблюдается, что поведение потока имитирует концептуальное поле потока, представленное на рис. поверхность клина, вновь обрабатывается отраженным ударом и проходит параллельно стенкам канала изолятора. Рисунки 18 и 19представлены распределения плотности и давления в поле потока. Еще раз мы наблюдаем организованный характер двумерного потока, который поддерживается свойством константы в соответствующих зонах. На этих рисунках также отражено развитие ударной волны в канале изолятора.

5.1.2 Двухмерное моделирование вязкости изолятора

Двухмерное моделирование вязкости было проведено на секции изолятора с использованием интегрально-дифференциальной схемы (IDS), которая в настоящее время разрабатывается в Государственном сельскохозяйственном и техническом университете Северной Каролины. В основе численной схемы IDS лежит уникальная комбинация дифференциальной и интегральной форм уравнений Навье-Стокса (НУШ). Дифференциальная форма NSE используется для явного перехода во времени, тогда как интегральная форма NSE используется для оценки пространственных потоков. Схема IDS способна фиксировать сложную физику, связанную с потоками жидкости. Это достигается с помощью процедуры «метода согласованных средних» (MCA), которая обеспечивает непрерывность численных величин потока. Целью этого первоначального моделирования было наблюдение за поведением потока. Более подробную информацию о физике и вычислительной схеме, связанной с IDS, можно найти в [12]. На рис. 20 представлено распределение поля течения. Свойства поля течения, представленные на рисунке 20, включают распределение числа Маха, распределение давления, распределение плотности и распределение температуры. Изучение этих свойств поля потока подтверждает тот факт, что поле потока ведет себя именно так, как было задумано.

5.2 Трехмерное моделирование

Трехмерное расчетное моделирование было также проведено для носовой части ГПВРД, входной части и секций изолятора. Использовались вычислительные инструменты Fluent и AVUS. В случае трехмерного компьютерного моделирования Эйлера одна трехмерная трубка потока, рис. 13, подвергалась воздействию поля потока со скоростью 6 Маха. Моделирование сначала проводилось с помощью Fluent, где процесс показан на рисунках 21–23. Изучение рисунков 22 и 23 демонстрирует использование неструктурированных сеток с кластеризацией в ключевых областях для анализа. Для трехмерного моделирования потребовалось 6,7 миллиона элементов, 1 165 267 узлов и 14,75 ГБ памяти. Чтобы облегчить визуализацию, для анализа были извлечены двумерные срезы, подобные показанным на рис. 24.

Рис. 21.

Трехмерная трубка потока в расчетной области.

Рис. 22.

Трехмерное поперечное сечение трубки потока (на выходе из изолятора) с группировкой неструктурированных сеток.

Рис. 23.

Трехмерная осевая линия трубки потока с группировкой неструктурированных сеток.

Рис. 24.

w3.org/2001/XMLSchema-instance»> Проверочное исследование изолятора носовой части впускного отверстия с двумерными срезами.

Аналогичный процесс был реализован с помощью AVUS, и двумерные срезы данных поля потока извлекаются и представляются на рисунках 25–29.. При изучении этих двухмерных срезов трехмерных данных видно, что трубка потока обрабатывает поток организованно и последовательно, что соответствует ее конструкции. Следует отметить рисунки 27–29. На рис. 27 исследуется z-компонента скорости, и показано, что поперечное течение очень мало. Можно утверждать, что это анализ Эйлера, однако стоит отметить, что процесс двумерного проектирования потоковой трубки выполняется. Это дополнительно подтверждается рисунками 28 и 29, на которых представлены данные о числе Маха и распределении давления на выходе из изолятора.

Рис. 25.

Осевая линия Двухмерные контуры числа Маха.

Рис. 26.

Осевая линия 2-D контуры давления.

Рис. 27.

Контуры скорости z-компоненты осевой линии.

Рис. 28.

Контуры Маха на выходе из изолятора.

Рис. 29.

Контуры давления на выходе из изолятора.

Реклама

6. Секции сопла диффузора камеры сгорания

Конфигурация двухрежимного ГПВРД, представленная на рис. 30, в дополнение к носовой части, состоящей из носовой части, входной части и секций изолятора; также имеет кормовую часть, состоящую из камеры сгорания, диффузора и секций сопла. Хотя основное внимание в этой главе уделялось конструкции передней секции, краткое обсуждение конструкции задней секции и ее интеграции необходимо для завершения проектирования двухрежимного ГПВРД.

Рис. 30.

Концепция двухрежимного ПВРД-ГПВРД [1].

Конструкция кормовой части состоит из четырех основных частей конструкции; переходная секция, секция камеры сгорания, секция диффузора и секция сопла, рис. 31 и 32. Переходная секция, как следует из названия, предназначена для подготовки потока перед его входом в камеру сгорания. Эта секция принимает поток, выходящий из канала изолятора, и направляет его к камере сгорания. Основная цель проектирования состоит в том, чтобы обеспечить максимально организованный поток, поступающий в камеру сгорания. В секции сгорания топливо добавляется, смешивается и сжигается. Секция диффузора используется для управления процессом сгорания, поскольку ГПВРД работает в двойном режиме, то есть переключается с режима ПВРД на режим ГПВРД. Секция сопла используется для ускорения выхлопных газов, когда поток выходит из двухрежимного ГПВРД.

Рис. 31.

2D-3D геометрическая конструкция из предписываемого сечения изолятора и аэродинамических воздействий [1].

Рис. 32.

Изображение элемента переход-камера сгорания-сопло.

Объявление

7. Проточная часть ГПВРД

Завершенная проточная часть ГПВРД теперь может быть получена путем сборки секций носовая часть-впуск-изолятор и камера сгорания-сопло. Два образца представлены на рисунках 33 и 34. На рисунке 33 представлен ГПВРД с квадратной конфигурацией камеры сгорания, а на рисунке 34 — круглая конфигурация камеры сгорания. Возвращаясь к рисунку 2(c), можно заметить, что различные геометрические формы могут быть созданы путем манипулирования расчетными точками от A до H и расчетными переменными x ₃ –x ₁₁ , в любой комбинации.

Рис. 33.

ГПВРД на 4 точки с квадратными C-образными сечениями камеры сгорания.

Рис. 34.

ГПВРД на 4 точки с круглыми C-образными сечениями камеры сгорания.

Реклама

8. Заключение

В этой главе мы рассмотрели подход обратного проектирования, используемый при проектировании конфигураций ГПВРД. Секции носовой части, воздухозаборника и изолятора стали основной темой главы. Соотношения идеальных косых двумерных ударных волн вместе с изоляторными соотношениями Биллига впервые были использованы для создания осевой двумерной геометрии. Методы маршевого движения в сочетании с теорией каретного волнолета Нонвейлера использовались для геометрического построения трехмерных трубок потока. Эти трехмерные потоковые трубы позже использовались при строительстве различных звездообразных секций носовой части, входного отверстия и изолятора. Первоначальные 2-D исследования Эйлера и 2-D вязкости были выполнены на участках носовой части, входного отверстия и изолятора, и были представлены результаты. Первоначальные трехмерные исследования Эйлера также проводились на одной трехмерной трубке потока. Все представленные результаты продемонстрировали однородный характер поля течения в трубке потока, поддерживая подход обратного проектирования. Трехмерный анализ вязкости трехмерной трубки потока еще предстоит провести.

Реклама

Благодарности

Особая благодарность доктору Исайе Бланксону из Исследовательского центра Гленна НАСА за его постоянное руководство. Авторы также хотели бы отметить вклад, сделанный аспирантами, которые внесли свой вклад в эту продолжающуюся исследовательскую работу. К ним относятся Томас Лоуренс, Честный Ф. Мрема, Йован Браун, Джамиль Грант и Настасья Даске.

Ссылки

1. 1. Дханасар М. Разработка эталона для проектирования и анализа прямоточной воздушно-реактивной двигательной установки типа «конец-хвост» [диссертация]. Гринсборо: Государственный сельскохозяйственный и технический университет Северной Каролины; 2009 г.
2. 2. Фергюсон Ф., Дханасар М., Уильямс Р., Бланксон И., Канкам Д. Сверхзвуковые и гиперзвуковые стройные воздушно-дышащие конфигурации, полученные из 2D-полей потока. В: 46-я встреча и выставка аэрокосмических наук AIAA; 7–10 января 2008 г . ; Рено, НВ. DOI: 10.2514/6.2008-163
3. 3. Андерсон Дж.Д. Основы аэродинамики. 3-е изд. Нью-Йорк: Макгроу-Хилл; 2001
4. 4. Андерсон Д.Д. Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика. Американский институт аэронавтики и астронавтики. Вирджиния, США: McGraw-Hill; 1989
5. 5. Андерсон Д.Д. Современный сжимаемый поток: с исторической точки зрения. 3-е изд. Нью-Йорк, США: McGraw-Hill; 2004
6. 6. Heiser WH, Pratt DT. Гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель. Образовательная серия AIAA. Вирджиния, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики; 1994. ISBN: 1-56347-035-7
7. 7. Curran ET, Murthy SNB. ГПВРД. Том. 189. Вирджиния, США: AIAA; 2000. ISBN: 1-56347-322-4
8. 8. Биллиг Ф.С. Исследование сверхзвукового горения. Журнал движения и мощности. 1993;9(4):499-514
9. 9. Waltrup PJ, Billig FS. Прогнозирование распределения давления на стенке рекомпрессии в ГПВРД. Журнал космических кораблей и ракет. 1973;10(9):620-622
10. 10. Nonweiler TRF. Аэродинамические проблемы пилотируемых космических аппаратов. Журнал Королевского авиационного общества. 1959;63:521-528
11. 11. Исследовательская лаборатория ВВС, Исследовательский отдел вычислительной гидродинамики, авиабаза Райт-Паттерсон, Огайо, Неструктурированный решатель воздушных транспортных средств (AVUS)
12. 12. Фергюсон Ф., Мендес Дж., Доду-Аму Д. Оценка явления гиперзвукового переднего фронта при высоких числах Рейнольдса и Маха. В: Последние тенденции в вычислительной науке и технике. Риека, Хорватия: IntechOpen; 2017

Разделы

Информация о авторе

• 1. Введение
• 2. Неоткрытый спрейт 2-D Центральный дизайн. Раздел валидации
• 6. Секции диффузора камеры сгорания
• 7. Тракт ГПВРД
• 8. Заключение
• Благодарности

Ссылки

Реклама

Автор:

Мукеш Дханасар, Фредерик Фергюсон и Хулио Мендес

Опубликовано: 30 августа 2018 г. Рассмотрено: 7 марта 2019 г. Опубликовано: 23 апреля 2019 г.

СКАЧАТЬ БЕСПЛАТНО

© 2019 Автор(ы). Лицензиат IntechOpen. Эта глава распространяется в соответствии с условиями лицензии Creative Commons Attribution 3.0, которая разрешает неограниченное использование, распространение и воспроизведение на любом носителе при условии надлежащего цитирования оригинальной работы.

Системы депонирования энергии для воспламенения и улучшения горения ГПВРД

Домашний

Агентство:

Министерство обороны

Филиал:

ВВС

Программа | Фаза | Год:

СБИР |
ОБА |
2022

Запрос:

DoD SBIR 22. 1

Номер темы:

AF221-0023

ПРИМЕЧАНИЕ. Заявки и темы, перечисленные на
этот сайт является копиями различных предложений агентства SBIR и не обязательно
самые свежие и актуальные.
По этой причине вам следует использовать ссылку агентства, указанную ниже, которая приведет вас
непосредственно к
соответствующий сервер агентства, где вы можете прочитать официальную версию этого ходатайства
и скачать соответствующие формы и правила.

Официальная ссылка на это обращение:
https://rt.cto.mil/rtl-small-business-resources/sbir-sttr

Дата выпуска:

01 декабря 2021 г.

Дата открытия:

12 января 2022 г.

Срок подачи заявки:

10 февраля 2022 г.

Дата закрытия:

10 февраля 2022 г.

Описание:

ТЕХНИЧЕСКИЕ НАПРАВЛЕНИЯ: Общие требования ведения боевых действий (GWR)

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ОБЛАСТИ: Воздушная платформа

ЦЕЛЬ: Эта тема направлена ​​на разработку технологий выделения энергии для воспламенения и увеличения горения ГПВРД с использованием только бортовых ресурсов транспортного средства (например, автомобильного топлива, воздуха и электроэнергии).

ОПИСАНИЕ: ВВС США вложили средства в технологии зажигания ГПВРД как с фундаментальной [1–4], так и с прикладной точки зрения. В частности, основное внимание уделялось системам воспламенения для ракетных платформ, совместимым с нечувствительными боеприпасами, что позволило использовать системы ускорительного типа, такие как пирофорные/гиперголические, альтернативные окислители и т. д., а также расходные материалы, такие как сжатое топливо или окислители. . Хотя многие из этих систем подходят для упаковки и применения в одноразовых гиперзвуковых системах, некоторые из них не идеальны для многоразовых гиперзвуковых платформ. Кроме того, отказ от систем с ускорителями и другими расходными материалами уменьшит сложность одноразовых систем. Таким образом, остается желание разработать/совершенствовать системы зажигания ГПВРД, которые используют только бортовые ресурсы, такие как автомобильное топливо (например, типа JP или RP), воздух и электроэнергия. В дополнение к воспламенению есть желание усилить процессы сгорания в ГПВРД за счет выделения энергии. Стратегически вкладывая энергию в двигатель, можно ускорить сгорание, тем самым повышая общую производительность двигателя в нестандартных условиях. Эти технологии «улучшения сгорания» также должны использовать только бортовые ресурсы транспортного средства, но имеют дополнительное ограничение, связанное с высоким рабочим циклом или непрерывной работой в течение определенных частей профиля полета. Эта тема направлена ​​на создание новых или усовершенствованных существующих методов выделения энергии для зажигания ГПВРД и интенсификации горения только с использованием автомобильного топлива, и/или воздуха, и/или электроэнергии. Предполагается, что разработанные технологии выделения энергии могут быть пригодны для воспламенения или интенсификации горения, но не обязательно должны применяться к обоим из них из-за различных установленных эксплуатационных требований. В частности, системы зажигания обычно требуют работы в течение короткого времени (или порядка миллисекунд до секунд) и должны быть сосредоточены на пространственной степени воздействия от выделения электрической и/или химической энергии. Системы форсирования горения требуют длительной работы и, следовательно, тщательного рассмотрения энергоэффективности, управления тепловым режимом и повторяющихся циклов. Особое внимание при разработке применимых технологий следует уделять требованиям к мощности и жидкости, а также пространственному и временному распределению электрической и/или химической энергии. Устройства подвода энергии должны стараться избегать физических выступов из стены, где предполагается, что они будут вставлены в камеру сгорания (либо в области дозвукового пламегасителя, либо в сверхзвуковом потоке). Опыт показывает, что выступающие устройства имеют ограниченный цикл/срок службы. Скорее, желательно, чтобы любые разработанные устройства могли либо выделять электрическую и/или химическую энергию в большом объеме вблизи стенки, либо отбрасывать ее от стенки с помощью жидкости или других средств. Чем больше объем / область, в которой может быть выделена энергия, тем больше шансов на успешное воспламенение или усиление горения. Если разработанные системы окажутся успешными, правительство может принять решение о проведении испытаний в соответствующих условиях ГПВРД. Усилия завершатся созданием системы депонирования энергии для гиперзвуковых платформ, в которой не используются никакие расходные материалы, кроме топлива и электроэнергии, уже находящихся на борту транспортного средства, а также отвода и/или набегания воздуха. Предложения по системам, требующим/хранящим дополнительные жидкости, рассматриваться не будут.

ФАЗА I: Отдельные усилия будут посвящены разработке и разработке технологии энерговыделения и демонстрации возможностей по сравнению с базовыми системами искрового разряда, как правило, с локализованным энерговыделением порядка нескольких Дж с конкретными параметрами, предоставленными после присуждения награды. Требования к устройству по мощности/энергии, давлению и скорости потока топлива и/или воздуха, ограничения по объему и массе упаковки, а также пространственное и временное распределение энергии от устройства должны быть хорошо задокументированы. Результаты этапа I будут включать в себя окончательный отчет, содержащий предварительный проект системы, оценочные результаты производительности, масштабирование до другого размера устройства или выходной мощности и / или доказательство концепции работы устройства.

ЭТАП II: Компании, отобранные для участия в Этапе II, завершат разработку технологии осаждения энергии и проведут стендовые испытания системы, чтобы продемонстрировать результаты производительности. В случае успеха желательны применение и демонстрация в соответствующей среде ГПВРД на государственном объекте в зависимости от доступности и приоритета испытаний. Основное внимание должно быть сосредоточено на проверке системы в суровых условиях, с которыми сталкиваются гиперзвуковые транспортные средства, и на компоновке для соответствия ограничениям по мощности, объему и массе. Результаты этапа II будут включать систему осаждения энергии и окончательный отчет, документирующий результаты демонстрации.

ЭТАП III ПРИМЕНЕНИЯ ДВОЙНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ: Усилия на этапе III будут направлены на оптимизацию конструкции системы депонирования энергии для применения к различным типам двигателей (многоразового или одноразового использования), различным масштабам двигателей или профилям миссий. Это также потребует проведения испытаний двигателя комплексной системы в соответствующих средах ГПВРД для проверки характеристик.

ПРИМЕЧАНИЯ. Использование технологии в рамках этой темы ограничено Правилами международной торговли оружием (ITAR), 22 CFR, части 120–130, которые регулируют экспорт и импорт материалов и услуг оборонного назначения, включая экспорт чувствительных технических данные или Регламент управления экспортом (EAR), 15 CFR, части 730-774, который регулирует товары двойного назначения. Претенденты должны раскрывать любое предлагаемое использование иностранных граждан (ИН), страну (страны) их происхождения, тип имеющейся визы или разрешения на работу, а также предлагаемые задачи, предназначенные для выполнения ИН в соответствии с разделом 5. 4.c. .(8) Объявления и в инструкциях для компонентов AF. Оферентам сообщается, что иностранные граждане, которым предлагается выступить по этой теме, могут быть ограничены из-за технических данных в соответствии с законами США об экспортном контроле. Пожалуйста, направляйте вопросы в службу поддержки SBIR/STTR ВВС: [email protected]

ЛИТЕРАТУРА:

[1] Л.С. Якобсен, К.Д. Картер, Т.А. Джексон, С. Уильямс, Дж. Барнетт, К.-Дж. Там, Р.А. Баурле, Д. Биволару и С. Куо, «Плазменное зажигание в ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, № 4, 2008. С. 641–654. ;

[2] Т.М. Омбрелло, К.Д. Картер, К.-Дж. Там и К.-Ю. Хсу, «Зажигание полости в сверхзвуковом потоке искровым разрядом и импульсной детонацией», Труды Института горения, Vol. 35, № 2, 2015. С. 2101–2108. ;

[3] Д. Купполетти, Т. Омбрелло, К. Картер, С. Хаммак, Дж. Лефковиц, «Динамика воспламенения импульсного детонационного воспламенителя в сверхзвуковом резонаторном пламегасителе, Горение и пламя», Том. 215, 2020, стр. 376-388. ;

[4] С. Хаммак, Т. Омбрелло, «Пространственно-временная эволюция воспламенения полости в сверхзвуковом потоке», Труды Института горения, Vol. 38, 2021, стр. 3845-3852.

КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: ГПВРД; комбинированный цикл на основе турбины; ракета; гиперзвуковой; зажигание; горение; воздушно-реактивный двигатель

[PDF] Experimental Supersonic Burning Research at NASA Langley

• DOI:10.2514/6.1998-2506
• Идентификатор корпуса: 108765404

 @inproceedings{Rogers1998ExperimentalSC
  title={Экспериментальные исследования сверхзвукового горения в НАСА в Лэнгли},
  автор = {Р. Клейтон Роджерс, Диего П. Каприотти и Роберт В. Гай},
  год = {1998}
} 

• Р. Роджерс, Д. Каприотти, Р. В. Гай
• Опубликовано в 1998 г.
• Инженерное дело

С середины 1960-х годов в Исследовательском центре НАСА в Лэнгли (LaRC) активно проводятся экспериментальные исследования сверхзвукового горения, связанные с гиперзвуковыми воздушно-реактивными двигателями. Это исследование включало в себя экспериментальные исследования впрыска, смешения и сгорания топлива в сверхзвуковых потоках, а также многочисленные испытания путей потока ГПВРД на испытательных стендах LaRC, моделирующих полет со скоростью от 4 до 8 Маха. В результате этих исследований были разработаны методологии проектирования камеры сгорания ГПВРД, методы наземных испытаний. …

Просмотр через Publisher

ntrs.nasa.gov

Разработка и испытания экспериментальной установки ACT-1 для исследования гиперзвукового горения

• D. Baccarella, Q. Liu, A. Passaro, T. Lee, H. Do

• Физика, машиностроение

• 2016

В Университете Нотр-Дам была разработана и построена новая гиперзвуковая аэродинамическая труба с импульсно-дуговым нагревом, получившая обозначение ACT-1 (испытательная установка для горения с дуговым нагревом 1). в сотрудничестве с…

Исследование потока в холодном состоянии при выходе из суперзвуковой испытательной скамьи сборота

• JEFTE DA SILVA GUIMARES, V. Leite, Dermeval Carinhana Junior, M. Minucci

• Engineering

• 20204

• . гиперзвуковых течений и сверхзвукового горения в наземных испытательных установках три устройства могут использоваться в качестве таран-ускорителей, ударных туннелей и стендов для испытаний сверхзвуковых камер сгорания. Эти устройства…

  CFD Анализ характеристик сверхзвукового обтекания ГПВРД

  В этом документе рассказывается об оптимальном эскизе конструкции и исследовании NASA X-43. X-43 был экспериментальным беспилотным гиперзвуковым летательным аппаратом с многочисленными вариантами масштаба, предназначенным для испытаний…

  ЧИСЛЕННАЯ ОЦЕНКА ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ В ГЕНЕРАТОРАХ ВОЗДУХА ПРЯМОСВЯЗАННОЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОЙ УСТАНОВКИ ГОРЕНИЯ

  • В. Лейте

    3

    Машиностроение

  • 2003

  Исследовательская установка сверхзвукового горения с прямым подключением, которая сейчас собирается в Лаборатории горения и движения (LCP) Национального института космических исследований (INPE) с…

  Research progress on strut-equipped supersonic combustors for scramjet application

  NUMERICAL EVALUATION OF THE COMBUSTION PROCESS IN A VITIATED AIR GENERATOR OF A DIRECT-CONNECT SUPERSONIC COMBUSTION RESEARCH

  • V. Leite

  • Engineering

  • 2003

  Установка для исследования сверхзвукового горения с прямым подключением, которая сейчас собирается в Лаборатории горения и движения (LCP) Национального института космических исследований (INPE) с…

  Испытания ГПВРД в поддержку полета X-43 со скоростью 10 Маха

  • Р. Роджерс, А. Ши, Н. Хасс

  • Инженерное дело

  • 2005

  Третий успешный проект Hyper-X X-43 на скорости около 10 Маха в 2004 году доказал потенциал воздушно-реактивного двигателя на гиперзвуковых скоростях. Схема двигателя, использованная в исследованиях X-43…

  — 3241 ИСПЫТАНИЯ ГПВРД В УДАРНОМ ТОННЕЛЕ В ПОЛЕТЕ

  • R. Rogers, A. Shih, C-Y. Цай, Р. Фельше

  • Машиностроение

  Проведены испытания проточной части ГПВРД Hyper-X в ударной трубе HYPULSE в условиях, дублирующих энтальпию торможения на 7, 10 и 15 Маха полета. Для испытаний на 7 Маха…

  Характеристики камеры сгорания RBCC, работающей в режиме ПВРД

  • Т. Коучи, Кан Кобаяши, К. Кудо, А. Мураками, Каненори Като, С. Томиока

  • Инженерное дело

  • 2006

  †

  ¶ Испытания горения с прямым соединением и численное моделирование комбинированной камеры сгорания ракетно-прямоточного воздушно-реактивного двигателя, требующие больших оснований для установки ракетных камер, были проведены для…

  Обзор стабилизации сжигания для гиперзвуковой движения аэроспользования

  • Qili Liu, D. Baccarella, Tonghun Lee

  • Engineering

  • 2020

  Основное значение

. исследование сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя в Лэнгли

• Г. Нортэм, Г. Ю. Андерсон

• Инженерное дело

• 1986

Отделение гиперзвуковых двигателей в Исследовательском центре НАСА в Лэнгли (SCC) поддерживает активную исследовательскую программу в области сверхзвукового горения скорость прямоточный воздушно-реактивный двигатель с 1960s. …

Langley Mach 4 Испытательная установка ГПВРД

• E. Andrews, M. Torrence, G.Y. Anderson, G. Northam, E.A. в Исследовательском центре НАСА в Лэнгли в поддержку программы разработки технологии сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Горение водорода в воздухе с…

  Испытательный комплекс NASA Langley Scramjet

  • R. W. Guy, R. Rogers, R. Puster, K. Rock, G. L. Diskin

  • Engineering

  • 1996

  Испытательный комплекс NASA Langley Scramjet состоит из пяти силовых установок, которые охватывают широкий спектр возможностей испытаний сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД). Эти объекты позволяют…

  Проект НАСА по гиперзвуковому исследовательскому двигателю: обзор

  • Э. Эндрюс, Э. А. Макли

  • Инженерное дело

  • 1994

  1964, должны были спроектировать, разработать и построить высокопроизводительный гиперзвуковой исследовательский прямоточный/ГПВРД для полета…

  Экспериментальный анализ ракетного двигателя с комбинированным циклом (RBCC) на испытательном стенде прямого соединения

  • К. Нельсон , C. Hawk

  • Engineering

  • 1997

  Целью данного исследования является исследование работы RBCC в условиях полета прямоточного и ГПВРД с использованием испытательного стенда прямого соединения. Испытуемый аппарат представляет собой одиночную стойку-ракету…

  Демонстрационный двигатель концепции NASP и испытания параметрического двигателя субмасштаба

  • Р. Воланд, К. Рок

  • Инженерное дело

  • 1995

  В течение 1993 и 1994 гг. , сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели внутреннего сгорания (ГПВРД) на водородном топливе в диапазоне средних скоростей (5-8 Маха) в…

  Обзор проекта NASA Hypersonic Research Engine

  • E. Andrews, E. A. Mackley

  • Инженерное дело

  • 1993

  Целью проекта NASA Hypersonic Research Engine (HRE), начатого в 1964 году, было проектирование, разработка и создание гиперзвукового исследовательского прямоточного воздушно-реактивного двигателя для обеспечения высоких характеристик и…

  Программа аэродинамической трубы Hyper-X

  • К.