F02K7 / 10 - различна от компресията поради динамичното налягане, т.е. beskompressornye или Правопоточни двигатели
Федерална държава Единната Enterprise "Централен институт по авиационни двигатели. Баранов" (RU)
Метод организация горене в scramjet се подава гориво към горивната камера. подаването на гориво се извършва преди входа на зоната, определена между дюзата за гориво и пилоните смукателните въздух. За тази цел инжектора на гориво е подредена в носовата част на двигателя, преди входа на оста и е свързан с неговото входно пилони. Изобретението позволява да се подобри смесването на компонент на гориво, което осигурява, от своя страна, да се увеличи ефективността на горене на горивото, както и подобряване на стабилизирането на процеса на горене в scramjet на горивната камера. 2N. 2 и ZP е LY-1-ил.
Изобретението се отнася до сграда самолети двигател, а именно scramjet (scramjet), и може да се използва за задвижване на свръхзвуков самолет.
Известен scramjet, US 4903480, F 02 К 7/10, 1988 година поддържа смесен прием компресия, директно непрекъснато свръхзвуков сечение на горивната камера с инжектор за впръскване на гориво, и дюза, при което за ефективно смесване на гориво и свръхзвуков потока подаване на въздух гориво в горивната камера се извършва чрез свръхзвуков инжектори равномерно разположени по височината на задните части на пилона.
Недостатъкът на това техническо решение е, че подаването на гориво се осъществява при изхода от входа в свръхзвуков горивната камера. За да се получи хомогенна смес при скорост на потока свръхзвуков на потока изисква значително увеличение на дължината си (височина Gages 20-25), дори ако има ъглово аксиално изместване преплетена инжектори равномерно разположени в кулата на опашката. В резултат на това има негативно влияние върху работата на двигателя като цяло.
Основният недостатък на това техническо решение е, че зоната на гориво и рециркулация на въздуха намира в горивната камера и въздушният поток при свръхзвукови скорости времето на престой на горивото в горивната камера се намалява рязко, което го прави трудно за ефективно смесване на горивото с окислител като кислород. Освен това, присъствието на рециркулационните зони зад первази горивна камера, в която горивото се впръсква по определен начин за ефективно образуване на струи гориво, в случай на запалване на последните води до интензивна топлинна енергия и потока прегрупиране от свръхзвуков да дозвукови поток през дължината на горивната камера.
Задача на твърди техническо решение е да се подобри смесването на компонент на гориво, което осигурява от своя страна, да се увеличи ефективността на горене на горивото, и подобряване на стабилизирането на процеса на горене в горивната камера scramjet (scramjet).
Техническият резултат се постига с това, че инжектора на гориво е подредена в носовата част на двигателя, преди входа на оста и е свързан с входящия въздух и рационализирана пилон. Създадена площ между частта носа на инжектора на гориво, опростена пилон и прием на въздух, усилва смесването на компонентите на горивото с въздуха поради прием на въздуха на впръскване на гориво от горивния инжектор, където взаимодействието с реактивни вълни доставени система за компресиране и ударни вълни, генерирани от входния отвор на въздухопровода. Разстоянието между инжектора на гориво и въздушния вход се изразява чрез съотношението:
където L - разстояние между дюзата за гориво и входа на въздуха;
K - коефициент на сходство;
D - диаметърът на входа.
Чрез вариране на скоростта на потока, температурата и налягането на горивото от входа за инжектор на гориво се контролира режим. При ниски налягания, гориво от входа за горивен инжектор осигури старт и на изхода в режим на уреждане на ниска самолетни числа на Мах (М<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.
В различните работа на двигателя, определени от следните предимства:
- резистентни ингресия започва и свръхзвуков реактивно гориво в преходната входящия въздух;
- висока интензивност смесване компонент на гориво;
- малка обща загуба на налягане на пътя на входящия въздух;
- намаляване на дължината на горивната камера чрез намаляване на дължината на зоната на смесване;
- намаляване на вероятността от прекъсване на граничния слой и да се увеличи стабилността на свръхзвуков входящия въздух дроселиращ канал;
- организация на въздушната завеса за защита на повърхността от свръхзвуков входящия въздух интензивна топлина протича при високи номера Mach (M> 5).
Чертежът показва диаграма на претендираното scramjet (scramjet).
Scramjet (scramjet), схематично илюстрирано на чертежа включва част носа 1, които са последователно разположени инжектор на гориво 2, оптимизирани пилони 3 свързващи инжектора за гориво 2 към входа за въздух 4, горивната камера 5, дюза 6, струя 7 гориво , компресия вълна 8, 9 скача тюлени възпламенители 10, горивна пред 11. Частта на носа 1, оптимизирани пилони 3 и 4, за всмукване на въздух 8 генерира компресия вълни и скокове 9 уплътнения радикално засягащи засилване процес на смесване на горивото с въздуха. Разстоянието между инжектора на гориво 2 и входа на въздуха 4 е равно на L, а диаметърът на входа 4 е равна на D. входящия въздух контрол 4 е свързан за контрол на подаването на гориво струя 7, и цялата система (не е показана) е свързан с бордова компютър самолети.
Претендираният метод за организация горене в scramjet (scramjet), който схематично е изобразено на фигурата, е както следва.
При напускане на самолета с scramjet (scramjet) за свръхзвукова скорост на полета (M> 3) и достига номиналната режим на работа на входящия въздух 4 на резервоара (не е показано) като гориво водород се подава към инжектора на гориво 2 и след това в поток 7 се подава на входа на въздуха 4.
Частта на носа 1, оптимизирани пилоните 3 и 4, системата за всмукване на въздух създава компресия вълни 8 и 9 скокове уплътнение. Взаимодействие с компресия вълна система 8 и 9 уплътнение пикове, генерирани носа част 1, опростена пилон 3 и входа на въздуха 4, потокът 7 се деформира и гориво се смесва интензивно с въздух в канала прием 4. ефективна доставка разбъркване осигурява по същество хомогенна смес на горивната струя с въздух при 7 5 горивна камера, където сместа се изгаря в предната горене 11.
Запалване на сместа и стабилизирането на горене в горивната камера 5 може да се осъществи по различни начини. В най-ниските скорости на полет (М<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) и високи температури могат да завършат самозапалване на смес прилага, когато съответните стойности на температурата, например Т> 1000 К и налягания, например P> 0.1 ATA, в горивната струя. Горивните продукти поток от дюзата 6 за производство на самолети тяга.
Чрез контролиране на доставка на гориво от горивния инжектор 2, например чрез промяна на температурата и налягането на горивото може да започне да извършва прием на въздуха 4 и режима на работа. Поради вълната компресия 8 и 9 скокове уплътнението генерирани от горивната струя 7 може да се регулира без да се движат входа за въздух 4 от неговите конструктивни елементи, оптимално регулиране на операционната процеса на двигателя. Освен това, системата за контрол на горивото параметър се организира въз основа на компютъра самолети на борда.
Проучванията показват, че използването на този метод за организиране на горене при засилване на смесване на горивото в горивната камера Експериментален модел scramjet на (scramjet) интензивно оставя да изгаря горивото при число на Мах, равно на М = 4-15, инцидент от модела на високо-енталпия въздух.
Така предложената техническо решение позволява да се подобри атомизация на гориво и смесването му с въздух, като по този начин се гарантира висока ефективност на изгаряне. В допълнение, използването на заявеното техническо решение предвижда:
- намаляване на горивната камера чрез намаляване на дължината на дължина гориво на зоната на смесване с въздуха;
- стартиране и регулиране на приема на въздух чрез контролиране на параметри, предоставени на струята, което позволява съответно изостави механични системи за регулиране;
- намаляване на вероятността от прекъсване на граничния слой и да се увеличи стабилността на свръхзвуков входящия въздух дроселиращ канал;
- организиране на въздушната завеса за защита на повърхността от свръхзвуков входящия въздух интензивна топлина протича при високи номера Mach (M> 5).
Друго предимство на твърди scramjet (scramjet) се нулира граничен слой начислява върху носа на двигателя 1 по пътя си, който е известен за намаляване на съпротивлението при движение на въздухоплавателното средство, особено при висока числото на полета на самолета.
1. scramjet (scramjet), съдържащ част от носа, вход за въздух, инжектор на гориво, горивна камера и дюза, при което инжекционното гориво се намира в носа на двигателя преди входящия отвор по оста и е свързан с пилона смукателните въздух.
2. Двигател съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че разстоянието между дюзата за гориво и прием на въздуха се изразява чрез съотношението
където L - разстояние между дюзата за гориво и входа на въздуха;
K - коефициент на сходство;
D - диаметърът на входа.
3. двигател съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че началото и регулиране на входящия въздух извършва контрол гориво захранване на инжектора на гориво чрез бордовия компютър.
4. Метод за организиране на горене scramjet (scramjet), включващ: доставяне на гориво в горивната камера, характеризираща се с това, че подаването на гориво се извършва преди входа на зоната, определена между дюзата за гориво и пилоните смукателните въздух.
Свързани статии