RU2563641C2 - Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель - Google Patents

Abstract

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель содержит цилиндрическую обечайку, центральное осесимметричное или клиновидное тело, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды. На одном конце цилиндрической обечайки расположен вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло. На кромках центрального осесимметричного или клиновидного тела реализуется система скачков уплотнения. Камера сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды является одновременно химическим реактором для получения водорода, размещена в клиновидном теле, сопряжена с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока. В зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1). Изобретение направлено на повышение эффективности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию, увеличение работоспособности продуктов сгорания и расширение диапазона режимов полета. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к области двигателей для аэрокосмической отрасли.

Известен аэрокосмический ракетный двигатель, предназначенный для космических самолетов, выполняющих роль челноков между Землей и космосом, состоящий из термоядерного и электронного электрического реактивных двигателей (ЭРД) (патент РФ №2140014). Во время старта работают термоядерный ЭРД и электронный ЭРД. Термоядерный ЭРД используется для стартового разгона, и электронный ЭРД выполняет роль прямоточного воздушно-реактивного двигателя до верхних слоев атмосферы. Там начинают работать термоядерные ЭРД и космический самолет выходит в космическое пространство.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего (патент на полезную модель РФ №10222 от 17.08.1998 г., МПК⁶ F02K 9/70), состоящий из системы подачи порошкообразного горючего, реактивной турбины и газопроницаемого поршня. Устройство имеет громоздкую конструкцию, включающую турбину со шнеком и одинарную камеру сгорания, которая не обеспечивает требуемой полноты сгорания топлива.

Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2280778). Реактивная тяга турбореактивного двигателя для старта, разгона и полета летательного аппарата создается за счет истечения сжатого газа через реактивное сопло путем сжатия воздуха компрессором, приводимого в действие газовой турбиной, сжигания топлива в камере сгорания и дополнительного сжигании топлива в выходной камере сгорания, размещенной перед реактивным соплом. После разгона летательного аппарата до необходимой скорости полета используют прямоточный воздушно-реактивный двигатель, предварительно сжимая воздух в нем за счет скоростного напора и подавая его в выходную камеру сгорания с ее боковых сторон, минуя компрессор, создавая при этом радиально направленные потоки. В выходной камере сгорания производят дополнительное сжатие потока, для чего создают направленные от периферии к ее центру потоки поступающего сжатого за счет скоростного напора воздуха, сталкивая их в центральной части выходной камеры сгорания с взаимным торможением и превращением их кинетической энергии в дополнительное сжатие. Дополнительное сжигание топлива производят в области повышенного сжатия воздуха.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем, содержащий систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем и камеру сгорания. В корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего, при этом камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива, причем форкамера и камера окончательного дожигания имеют каналы для подачи воздуха (патент РФ №2439358).

Известные технические решения не полностью реализуют энергетические ресурсы топлива, не позволяют получить максимальную работоспособность продуктов сгорания, а следовательно, не позволяют решить задачу о создании экономичного двигателя для аэрокосмических летательных аппаратов, работающего в широком диапазоне режимов полета.

В аэрокосмической отрасли важным направлением создания новых летательных аппаратов является снижение расхода топлива и увеличение удельной тяги двигателя. Для повышения удельных характеристик реактивных двигателей необходимо применять топлива либо с большей теплотворной способностью, либо с более высокой работоспособностью продуктов сгорания.

Это обусловлено тем, что с увеличением скорости полета на одной и той же высоте лобовое сопротивление летательного аппарата растет примерно пропорционально квадрату скорости полета, в то время как удельный расход воздуха через тракт двигателя пропорционален скорости, поэтому воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для высоких сверхзвуковых скоростей полета, должны иметь более высокую удельную тягу по сравнению с двигателями, работающими при умеренных скоростях. Если потребная удельная тяга достаточно велика, то наибольшая экономичность достигается при условии использования топлива с максимальной работоспособностью продуктов сгорания. Поэтому необходимы применение более высокоэнергетичного топлива и выбор конструктивного решения, позволяющего максимально реализовать энергоресурсы топлива.

В основу изобретения положена задача создания нового экономичного двигателя для аэрокосмических летательных аппаратов, работающего в широком диапазоне режимов полета.

Технический результат - повышение эффективности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию и увеличение работоспособности продуктов сгорания.

Другим техническим результатом является расширение диапазона режимов полета (для числа Маха полета от 0 до 24).

Поставленная задача решается тем, что предложен гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, включающий ракетный двигатель (РД) на композитном горючем, состоящем из наночастиц алюминия размером не более 25 нм и жидкой воды, работающий как на старте, так и во время полета летательного аппарата, и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), работающий на молекулярном водороде, образующемся при сжигании нанопорошка алюминия в парах воды, который совместно с РД используется как на этапе разгона аппарата, так и на крейсерском режиме, характеризующийся тем, что включает внешнюю обечайку, образующую воздухозаборник и воздуховодный канал, центральное осесимметричное или клиновидное тело, размещенное в обечайке, сверхзвуковое выходное сопло, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в центральном теле и сопряженную со сверхзвуковым соплом центрального тела, на выходе из которого организована зона горения, образующаяся при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающим из воздуховода воздушным потоком.

Крайне целесообразно, если в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (ϕ<1).

Предлагается гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, который объединяет обычный ракетный двигатель (РД) и прямоточный воздушно-реактивный (ПВРД). Причем последний на крейсерском режиме полета использует в качестве топлива молекулярный водород, в качестве же окислителя - атмосферный воздух. Это продукты окисления смеси алюминия с парами воды, на которой работает ракетный двигатель.

На рисунке представлена принципиальная схема двигателя, согласно изобретению.

Внешняя часть двигателя, согласно изобретению, представляет собой обечайку ПВРД круглого или прямоугольного сечения 1. Воздух 10 поступает в воздухозаборник и сжимается до необходимой степени сжатия (после воздухозаборника давление Р=0.1-3 атм, температура в зависимости от скорости и высоты полета 500-1400 К) центральным телом 3 (осесимметричным или клиновидным), на передних кромках которого при сверхзвуковой скорости полета реализуется система скачков уплотнения 13.

Внутри центрального тела 3 расположена камера сгорания ракетного двигателя 5, которая соединена с соплом 4, выходящим во внутренний тракт воздушно-реактивного прямоточного двигателя 1. Камера сгорания 5 является также химическим реактором постоянного давления для наработки молекулярного водорода из алюминия и паров воды, использующихся в РД в качестве горючего. В камеру сгорания 5 подается эмульсия неоксидированных наночастиц алюминия 6 в жидкой водной среде через форсунки 14 и диспергируется в результате распыла, а затем испаряется, и уже пары воды, вступая в реакцию окисления с нано Al в зоне 8, генерируют первичные продукты горения 9 - молекулярный водород и оксиды алюминия, их температура в зоне горения достигает 3700 К. Самым температурно-напряженным объектом в двигателе является камера сгорания 5, поэтому ее стенки извне охлаждаются жидкой водой 7, поступающей против потока продуктов горения на форсунки 15 по технологии пленочного охлаждения. Кроме собственно охлаждения стенок это будет улучшать мелкость распыла воды и, по существу, в камеру сгорания 5 через форсунки 15 будет подаваться атомизированный перегретый водяной пар, который также будет вступать в реакцию с неоксидированными наночастицами Al. Продукты горения 9, истекая из сопла 4, создают тягу при расширении в сопле, а температура продуктов сгорания падает до 1300-1500 К. Далее, вниз по потоку, продукты сгорания, содержащие молекулярный водород (мольная доля γ_H2=75%) и Al₂O₃ в конденсированной фазе, перемешиваются с воздухом, проходящим через тракт ПВРД, либо в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо с соотношением ϕ<1 (бедная смесь), и, образовавши смесь, самовоспламеняются и сгорают в зоне горения 11, образуя вторичные продукты горения 12 (они состоят в основном из H₂O, Al₂O₃ в жидкой фазе и N₂) с температурой 2400-2700 К. Продукты горения 12 истекают из сопла 2 и создают дополнительную тягу (к тяге РД).

В самом деле, реакция окисления стехиометрической смеси алюминия с водой 2Al+3H₂O=>Al₂O₃+3H₂ идет с образованием водорода и выделением значительного количества тепла Q=481 кДж/моль. Выделяемое тепло конвертируется в кинетическую энергию первичных продуктов сгорания, и реактивная струя создает тягу. Для обеспечения эффективной работы ПВРД необходимо, чтобы была задана определенная величина расхода воздуха через тракт двигателя и можно было сжечь достаточное количество топлива и обеспечить тягу, т.е. такой двигатель, который может работать только начиная с определенной скорости полета. Для разгона аппарата до нужной скорости служит ракетный двигатель, в камере сгорания которого происходит реакция окисления 2Al+3H₂O=>Al₂O₃+3H₂. В результате контакта неоксидированного алюминия с парами воды, частицы оксидируются, т.е. покрываются оксидной пленкой, образующейся очень быстро и препятствующей дальнейшему окислению (температура кипения оксидной пленки 2380 K). При определенных размерах еще не оксидированных частиц Al (радиус менее 25 нм) реакция окисления поверхности частиц происходит с таким большим тепловыделением, что частица не будет успевать отдавать тепло во внешнее пространство и алюминий внутри частицы начнет вскипать и разрушать при сильном расширении оксидную оболочку. При этом алюминий будет атомизироваться и вступать в реакции с H₂O. В этом случае, в отличие от горения частиц микрометрового размера, алюминий практически полностью сгорает в парах воды. При этом в продуктах сгорания жидкие частицы Al₂O₃ образуются через механизм гомогенной нуклеации и, как показали расчеты, за время пребывания смеси в камере сгорания 5 и сопле 4 их размер не успевает значительно возрасти, а основная масса жидких частиц Al₂O₃ имеет размер 40-50 нм. Такие частицы обладают малыми временами тепловой и динамической релаксации (~10^-7-10^-6 с) и не приводят к заметным потерям в удельном импульсе, обусловленных различными скоростями и температурами газофазного и жидкофазного континуумов (потери на двухфазность). В то же время при горении частиц Al микрометрового размера реализуется не кинетический, а диффузионный (существенно более медленный) режим горения и частицы в этом случае выгорают не полностью (остаются мельчайшие частички с размером 5-15 нм). В этом случае образование жидкой фазы Al₂O₃ в продуктах сгорания происходит за счет гетерогенной конденсации и образующиеся частицы достигают микронных размеров (1-20 мкм). Такие частицы обладают очень большими временами тепловой и динамической релаксации, что приводит к большим потерям на двухфазность (невозможно всю выделившуюся в процессе горения энергию преобразовать в удельный импульс). Поэтому предлагается хранить на борту летательного аппарата и подавать по топливным магистралям неоксидированные наночастицы Al с радиусом менее 25 нм в жидкой обезгаженной фазе H₂O, и только потом, при подаче через форсунки, атомизировать воду, чтобы оксидирование и атомизация алюминия с последующим окислением уже атомарного алюминия в парах воды происходили в камере сгорания РД.

Рассчитана работоспособность первичных продуктов горения при P=1 атм. Первичные продукты сгорания Al с H₂O на выходе из камеры 5 представляют собой смесь H₂ и частиц Al₂O₃ в жидкой фазе 3.53/1, т.к. получены при условии горения бедной смеси алюминия и паров воды. Работоспособность продуктов сгорания Ae определяется выражением R·ΔTe/µ, где R - газовая постоянная, ΔTe=T_a-T_c=3700K-1200K=2500K - температура адиабатического горения T_a за вычетом температуры продуктов сгорания T_c в выходном сечении сопла 4, µ=24 г/моль - молекулярная масса первичных продуктов сгорания. При указанных условиях Ae=870 кДж/кг, что выше примерно на 10%, чем величины Ae, реализующиеся при сжигании чистых алюминия или водорода в воздухе при стехиометрическом соотношении топливо/окислитель ϕ=1. Работоспособность горения керосина в воздухе при стехиометрии, по сравнению с расчетным случаем, еще ниже - почти в 1,3 раза.

Аналогично рассчитана работоспособность вторичных продуктов горения. Вторичные продукты - это смесь H₂O/Al₂O₃(ж)/N₂=24.5/8.6/56.8, полученная при условии стехиометрического горения первичных продуктов в воздухе. При ΔTe=T′_a-T′_c=2630K-250K=2380K и µ=30 г/моль она составила 660 кДж/кг, что примерно соответствует работоспособности продуктов сгорания керосина в воздухе. При совместной работе РД и ПВРД необходимо учитывать работоспособность как первичных, так и вторичных продуктов сгорания, которая в сумме составляет - 1530 кДж/кг, что примерно в 2,3 раза больше, чем у продуктов сгорания керосина в воздухе.

За счет применения топлива нано Al+H₂O в камере сгорания РД возможно повышение экономичности ракетно-прямоточного двигателя РПД, по сравнению с обычным ПВРД, т.к., если потребная удельная тяга достаточно велика, то наибольшая экономичность достигается при условии использования топлива с максимальной работоспособностью продуктов сгорания и удельный импульс предлагаемого РПД, использующего горение наночастиц Al (с радиусом R<25 нм) в парах воды, в разы превышает удельный импульс ПВРД, работающего на керосине, хотя теплотворная способность Al даже несколько ниже, чем у чистого керосина. Несмотря на то что предлагаемый РПД при больших удельных тягах фактически использует обогащенную горючим топливную смесь, его удельная тяга, тем не менее, выше удельной тяги традиционного жидкостного реактивного двигателя ЖРД, работающего на смеси керосин/воздух.

Внешний ПВРД 1 эффективен только на больших скоростях полета (М>0.8). Поэтому старт осуществляется с использованием РД, что, конечно, менее экономично по сравнению с обычным ГТД, поскольку для РД не только топливо, но и окислитель необходимо брать с собой. В любом случае, начальный этап полета обычно является кратковременным, а на этапе разгона и основного крейсерского режима уже включается в работу и создает дополнительную тягу ПВРД, топливо для которого нарабатывается в камере сгорания РД, а окислитель забирается из атмосферы. Важным преимуществом предлагаемого гибридного РПД является возможность использования дополнительной тяги от ракетного двигателя на крейсерском режиме полета. Кроме того, компоновка с внутренним размещением разгонного РД является более компактной и снижает лобовое сопротивление по сравнению с обычной раздельной компоновкой (иногда даже, чтобы снизить лобовое сопротивление и не возить балласт, разгонный двигатель отстреливают, что явно не подходит для аэрокосмических систем многоразового использования).

Изобретение может быть использовано как для управляемых ракет, предназначенных для полета с высокой сверхзвуковой скоростью на умеренных высотах (~ до 50 км), так и для аэрокосмических систем, с возможностью полета как в атмосфере, так и в ближнем космосе.

Claims (3)

1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, отличающийся тем, что включает ракетный двигатель (РД) на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе, предназначенный для создания тяги при старте и на начальном этапе полета, и для наработки топлива, потребляемого совмещенным с ним прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крейсерского полета на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия, и характеризующийся тем, что содержит цилиндрическую обечайку, на одном конце которой вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло, центральное осесимметричное или клиновидное тело, на кромках которого реализуется система скачков уплотнения, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в клиновидном теле, сопряженную с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока.

2. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1).

3. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что работает на скорости, равной числу Маха М=0-24.

Images