F02K7 / 10 - care diferă prin comprimare datorită capului de viteză, adică motoare cu jet de aer fără presiune sau cu jet de aer
Federal Enterprise Unitary State "Institutul Central de Aviație Motors numit după PI Baranov" (RU)
Metoda de ardere într-un motor hipersonic de aerisire cu jet de aer este de a furniza combustibil în camera de combustie. Alimentarea cu combustibil este efectuată înainte de admisia de aer în zona formată între injectorul de carburant, stâlpi și orificiul de admisie a aerului. În acest scop, injectorul de combustibil este poziționat în prova motorului înainte de intrarea în axa și conectată cu stâlpi sale de intrare a aerului. Invenția permite să îmbunătățească amestecarea componentei de combustibil, care prevede, la rândul său, crește eficiența arderii combustibilului precum și îmbunătățirea stabilizarea procesului de ardere în camera de ardere cu combustie supersonică. 2 N. și 2 zp. f-ly, 1 il.
Invenția se referă la construirea de motoare de aeronave, și anume scramjet (scramjet), și pot fi utilizate la propulsia aeronavelor hipersonic.
scramjet Cunoscut, brevetul US 4903480, F 02 K 7/10, 1988 ani sprijinit compresie mixt de admisie, secțiunea supersonic continuă directă a camerei de ardere cu un injector pentru injectarea combustibilului, și o duză, în care pentru amestecarea eficientă a combustibilului și a debitului supersonice combustibil de alimentare cu aer în camera de ardere se realizează printr-un injectoare supersonice egal distanțate de-a lungul înălțimii pieselor spate ale pilonilor.
Dezavantajul acestei soluții tehnice este acela că alimentarea cu combustibil se produce la ieșirea de admisie a aerului în camera de combustie supersonică. Pentru a obține un amestec omogen, la o viteză de curgere supersonică a curentului necesită o creștere substanțială a lungimii sale (înălțimea ecartamente 20-25), chiar dacă există o dezaliniere unghiulară întrețesere injectoare distanțate uniform în coadă stâlp de înaltă tensiune. Ca urmare, acest lucru afectează negativ caracteristicile motorului în ansamblu.
Principalul dezavantaj al acestei soluții tehnice constă în faptul că zona de combustibil și de recirculare a aerului situată în camera de ardere și debitul de aer la viteze supersonice timpul de rezidență a combustibilului în camera de ardere este redusă drastic, ceea ce face dificilă amestecarea eficientă a combustibilului cu un oxidant, cum ar fi oxigenul. În plus, prezența zonelor de recirculare a traverselor de spatele camerei de ardere, în care combustibilul este injectat într-un anumit fel pentru formarea eficientă a jeturilor de combustibil, în cazul aprinderii din urmă conduce la generarea de căldură intensă și fluxul rearanjare din supersonică la curgere subsonică pe lungimea camerei de ardere.
Un obiectiv al soluției tehnice revendicată este de a îmbunătăți amestecarea componentei de combustibil, care prevede, la rândul său, crește eficiența energetică de ardere, precum și îmbunătățirea stabilizarea procesului de ardere în camera de ardere scramjet (scramjet).
Rezultatul tehnic se realizează prin aceea că injectorul de combustibil este poziționat în prova motorului înainte de intrarea în axa și conectată cu aportul său de aer și stâlp de înaltă tensiune raționalizate. Zona formată între porțiunea de nas a injectorului de combustibil, stâlp de înaltă tensiune raționalizate și admisia de aer, intensifică amestecarea componentelor de combustibil cu aer, datorită aportului de aer de injecție a combustibilului de la injectorul de carburant, în cazul în care interacțiunea cu undele cu jet de sistem de compresie și undele de șoc generate de admisie a aerului furnizat. Distanța dintre injectorul de carburant și admisia de aer este exprimată prin raportul:
unde L este distanța dintre injectorul de carburant și orificiul de admisie a aerului;
K este coeficientul de similitudine;
D este diametrul prizei de aer.
Modificarea consumului, a temperaturii și a presiunii combustibilului de la injectorul de carburant reglează modul de funcționare a orificiului de admisie a aerului. La presiuni reduse ale combustibilului, injectorul de combustibil este activat pentru a porni aportul de aer și pentru a ieși în modul nominal pentru zboruri mici Numere Mach (M<4). При увеличении скорости полета летательного аппарата увеличивают степень сжатия топливно-воздушной струи в воздухозаборнике управлением параметрами подачи топлива из топливной форсунки, например, изменяют температуру и давление подаваемого топлива. При этом управление воздухозаборником соединено с управлением подаваемой струи топлива, тем самым ликвидируют необходимость системы регулирования воздухозаборника с движущимися частями, и вся система управления связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.
În diferite moduri de funcționare a motorului, sunt definite următoarele avantaje:
- pornirea stabilă și curgerea jetului de combustibil supersonic în canalul de admisie a aerului;
- intensitate ridicată de amestecare a componentelor combustibilului;
- pierderi mici de presiune maximă de-a lungul căii de admisie a aerului;
- scăderea lungimii camerei de ardere datorită reducerii lungimii zonei de amestecare;
- scăderea probabilității de întrerupere a stratului limită și creșterea stabilității aportului de aer supersonic atunci când canalul este presat;
- organizarea unei perdele termice pentru a proteja suprafața unei admisii de aer hipersonic de la fluxuri de căldură intense cu numere mari Mach (M> 5).
Figura prezintă schema motorului cu jet de oxigen hipersonic (GPVRD).
Scramjet (scramjet), ilustrat schematic în desen cuprinde o porțiune de nas 1, care sunt aranjate succesiv un injector de carburant 2, pylons raționalizate 3 conectarea injectorului de carburant 2 la orificiul de intrare a aerului 4, camera de ardere 5, o duză 6, un jet de combustibil 7 , undele de compresie 8, salturile de etanșare 9, arzătorii 10, frontul de combustie 11. Porțiunea de nas 1, pylons raționalizate 3 și 4, un aport de aer 8 genera valuri de compresie și salturi 9 etanșări care afectează în mod radical intensificarea procesului de amestecare a combustibilului cu aerul. Distanța dintre injectorul de combustibil 2 și orificiul de intrare a aerului 4 este egală cu L și diametrul orificiului de intrare 4 este egal cu D. controlul de admisie a aerului 4 este conectat pentru a controla alimentarea cu jet de combustibil 7, și întregul sistem (nu este prezentat) este conectat cu un calculator de la bordul aeronavei.
Metoda revendicată pentru organizarea arderii într-un motor hipersonic de aer cu debit direct (GPVRD), care este reprezentat schematic în desen, se realizează după cum urmează.
La ieșirea din aeronavă cu scramjet (scramjet) pentru viteza de zbor supersonică (M> 3) și ajunge la modul de funcționare nominală a prizei de aer 4 al rezervorului de carburant (nu este prezentat), combustibil, cum ar fi hidrogenul este furnizat la injector de carburant 2 și apoi în forma unui jet 7 este introdus în conducta de admisie a aerului 4.
Partea nasului 1, stâlpii raționalizați 3 și orificiul de admisie a aerului 4 creează un sistem de unde de compresie 8 și sare de etanșare 9. porțiunea de nas interacționând cu sistem de undă de compresie 8 și 9 sigiliu valuri generate 1, stâlp de înaltă tensiune raționalizate 3 și orificiul de intrare a aerului 4, fluxul 7 este deformat și combustibilul este amestecat intens cu aerul din canalul de admisie 4. livrare eficientă agitare asigură un amestec substanțial omogen al jetului de combustibil cu aer la 7 o cameră de ardere 5 în care amestecul arde în fața combustiei 11.
Aprinderea amestecului și stabilizarea arderii în camera de combustie 5 pot fi efectuate în diferite moduri. La cele mai mici viteze de zbor (M<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) și la temperaturi totale mari, auto-aprinderea amestecului poate să apară dacă se ating temperaturi adecvate, de exemplu T> 1000 K și presiuni, de exemplu, P> 0,1 ata, într-un jet de combustibil cu aer. Produsele de ardere decurg din duza 6, creând tracțiune la aeronavă.
Prin controlul alimentării cu combustibil a injectorului de carburant 2, de exemplu prin modificarea temperaturii și a presiunii combustibilului, este posibilă pornirea orificiului de admisie a aerului 4 și intrarea în modul de funcționare. Datorită undelor de compresie 8 și a undelor de șoc 9 generate de jetul de combustibil 7, este de asemenea posibilă ajustarea admisiei de aer 4 fără a mișca elementele structurale ale acesteia, ajustând în mod optim procesul de lucru al motorului. În plus, sistemul de gestionare a combustibilului este organizat pe baza calculatorului de bord al aeronavei.
Studiile au arătat că utilizarea acestei metode pentru organizarea arderii la intensificarea amestecării combustibilului în camera de ardere modelul scramjet experimental (scramjet) intensiv lăsate să ardă combustibil la un număr Mach egal cu M = 4-15, incident pe modelul de mare entalpie a aerului.
Astfel, soluția tehnică propusă permite îmbunătățirea semnificativă a atomizării combustibilului și amestecului cu aerul, asigurând astfel o mare completă a arderii. În plus, utilizarea soluției tehnice revendicate prevede:
- scăderea lungimii camerei de ardere datorită reducerii lungimii zonei de amestecare a combustibilului cu aer;
- pornirea și reglarea aportului de aer datorită controlului parametrilor jetului livrat, ceea ce permite, în consecință, abandonarea sistemului de reglare mecanică;
- scăderea probabilității de întrerupere a stratului limită și creșterea stabilității aportului de aer supersonic atunci când canalul este presat;
- organizarea unei perdele termice pentru a proteja suprafața unei admisii de aer hipersonic de la fluxuri de căldură intense cu numere mari Mach (M> 5).
Un alt avantaj al scramjet revendicate (scramjet) este stratul limită reset acumulată la prova motorului 1 în calea sa, care este cunoscută pentru a reduce rezistența la mișcarea aeronavei, în special la numărul Mach ridicat al zborului aeronavei.
1. scramjet (scramjet) care cuprinde o porțiune de nas, un orificiu de admisie a aerului, un injector de combustibil, o cameră de ardere și o duză, în care injectorul de combustibil este situat în prova motorului înainte de intrarea în axa și este conectat la stâlpii de admisie a aerului.
2. Motorul conform revendicării 1, caracterizat prin aceea că distanța dintre injectorul de carburant și admisia de aer este exprimată prin raportul
unde L este distanța dintre injectorul de carburant și orificiul de admisie a aerului;
K este coeficientul de similitudine;
D este diametrul prizei de aer.
3. Motorul conform revendicării 1, caracterizat prin aceea că pornirea și reglarea admisiei de aer se realizează prin controlul alimentării cu combustibil din injectorul de carburant cu ajutorul unui computer de bord.
4. O metodă de organizare a unei scramjet ardere (scramjet), care cuprinde: alimentarea cu combustibil în camera de ardere, caracterizat prin aceea că alimentarea cu combustibil este realizată înainte de intrarea în zona definită între duza de combustibil și stâlpii de admisie a aerului.
Articole similare
-
Metoda de ardere într-un motor hipersonic de aer cu debit direct și aer
-
Mâncărime hipersone, sau ce pot vehicule aeriene pe hipersound - revizuire militară
Trimiteți-le prietenilor: