RU2481484C2 - Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481484C2 RU2481484C2 RU2011111674/06A RU2011111674A RU2481484C2 RU 2481484 C2 RU2481484 C2 RU 2481484C2 RU 2011111674/06 A RU2011111674/06 A RU 2011111674/06A RU 2011111674 A RU2011111674 A RU 2011111674A RU 2481484 C2 RU2481484 C2 RU 2481484C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- frequency
- mirrors
- flow
- engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Mechanical Optical Scanning Systems (AREA)
Abstract
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания. Устройство возбуждения молекул кислорода содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему. Оптическая система размещена в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования. Изобретение направлено на уменьшение весогабаритных характеристик двигателя вследствие сокращения длины зон энерговыделения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД).
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) представляет собой силовую установку для приведения в движение летательного аппарата при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета. Проблема создания эффективного ГПВРД неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного горения и смешения смеси топлива с воздухом.
Известен (в качестве прототипа) гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), который обеспечивает эффективное смешение топлива с воздухом (патент РФ №2262000 от 20.10.2003 г.). Топливная форсунка расположена в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединена с воздухозаборником и обтекаемыми пилонами. Образованная зона, между носовой частью, топливной форсункой, обтекаемыми пилонами и воздухозаборником, интенсифицирует смешение компонент топлива с воздухом за счет инжекции топлива перед воздухозаборником из топливной форсунки, где происходит взаимодействие подаваемой струи с системой волн сжатия и скачков уплотнения, генерируемых самим воздухозаборником. Однако диффузионный характер горения в этом случае, как показывают исследования этих устройств, требует больших длин зоны начального воспламенения, зоны индукции горения, а также непосредственной зоны энерговыделения, т.е. области интенсивного протекания химических реакций. Большая длина зоны энерговыделения приводит к увеличению длины камеры сгорания и, как следствие, к росту весогабаритных характеристик, что затрудняет создавать на практике реальные конструкции двигателей. Поэтому основной целью предлагаемого технического решения является сокращение длины зон энерговыделения и индукции горения.
В основу изобретения положена задача - уменьшение весогабаритных характеристик двигателя, что улучшает технико-экономические характеристики двигателя, повышая возможность его практического использования.
Технический результат - увеличение скорости энерговыделения в камере сгорания возбуждением молекул кислорода резонансным лазерным излучением.
Поставленная задача решается тем, что гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.
Целесообразно, чтобы устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением содержало источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполненную с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.
Кроме того, целесообразно, чтобы оптическая система была выполнена в виде двух зеркал, отстоящих друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД, при этом одно из зеркал вогнутое, а другое плоское и в нем выполнено сквозное отверстие для ввода луча лазера в пространство между зеркалами, при этом оба зеркала отъюстированы так, что луч, при последовательном отражении от зеркал, пробегая расстояние между зеркалами, смещается как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом (фиг.1), на котором представлена принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), согласно изобретению.
ГПВРД содержит: 1 - носовая часть, 2 - топливная форсунка, 3 - пилоны, 4 - воздухозаборник, 5 - камера сгорания, 6 - сопло.
ГПВРД, согласно изобретению, снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.
На фиг.1 показаны также: 8 - волны сжатия, 9 - скачки уплотнения, 11 - канал ввода лазерного луча, 14 - лазерный луч, D - диаметр проточной части двигателя на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.
В лучшем варианте выполнения устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания включает источник лазерного излучения 10 и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания. Для организации цепного механизма реакции окисления горения в камере сгорания 5 источник лазерного излучения 10 имеет частоту излучения, резонансно совпадающую с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния: 
в возбужденное состояние: 
, которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.
Оптическая система выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения 10 перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования (фиг.1, вид А-А).
Схема реализации оптического поглощения показана на фиг.1. Здесь: 10 - перестраиваемый по частоте твердотельный лазер Nd:YAG с длиной волны 14 излучения λ=762 нм, которое поступает в поток топливно-воздушной смеси на вход в камеру сгорания 5 по каналу 11. К каналу 11 пристыкована оптическая система, состоящая из двух зеркал 12 и 13, одно из которых плоское, например зеркало 13, в котором выполнено сквозное отверстие для ввода излучения из лазера в пространство между зеркалами 12 и 13, отстоящими друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД. Указанные зеркала отъюстированы так, чтобы при последовательном отражении от них луч, пробегая расстояние между зеркалами, смещался как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя. Указанная оптическая схема может быть построена с помощью методик и математических соотношений, приведенных (см., например, Ананьев Ю.А. - «Оптические резонаторы и лазерные пучки» М.: Наука 1990. - 264 с.). Таким образом, при каждом отражении оптический путь луча в поперечном направлении относительно оси проточной части будет увеличиваться на длину D, равную расстоянию между зеркалами. При этом луч при соответствующем наклоне зеркала 13 будет как целое перемещаться вдоль оси проточной части на расстояние h, сканируя таким образом топливно-воздушный поток до получения в потоке концентрации синглетного кислорода, достаточной для воспламенения смеси. Необходимость увеличения оптического пути в газовом потоке вызвана малой величиной коэффициента поглощения среды на указанном переходе (см., например, «Световой котел-генератор синглетного кислорода O2 (a 1Δg)» Липатов Н.И., Бирюков А.С., Гулямова Э.С. Квантовая электроника 38, №13 (2008)), поэтому для получения необходимой концентрации синглетного кислорода, достаточной для воспламенения и горения газовой смеси необходимо набрать определенную длину оптического хода луча, равную по очевидным соображениям произведению количества отражений от зеркала на расстояние D между зеркалами.
В качестве топливно-воздушной смеси может использоваться как водородно-воздушная смесь, так и углеводородно-воздушная смесь, молекулярный кислород которой является окислителем для молекул горючего.
Топливо из носовой части двигателя подают через топливную форсунку 2 в гиперзвуковой поток на вход в воздухозаборник 4, который состыкован с входом в камеру сгорания 5 двигателя ГПВРД.
В камере сгорания под действием высокой температуры торможения набегающего потока или специальных воспламенителей топливно-воздушная смесь воспламеняется и образовавшаяся тепловая энергия продуктов сгорания преобразуется в направленный импульс тяги двигателя в сопле 6.
Воспламененную смесь непрерывно сканируют лазерным лучом перпендикулярно оси в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05 с частотой, соответствующей длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.
При облучении и сканировании топливо-воздушной смеси возбужденные молекулы O2 в результате межмолекулярных соударений переходят в синглетное состояние О2 (A 1Δg), становятся более активными в преодолении активационного барьера химической реакции окисления и организуется цепной механизм протекания реакций окисления горючего.
Преобразование электронно-возбужденных в метастабильные состояния и (A 1Δg) молекул О2 осуществляется резонансным поглощением в молекулярном кислороде гиперзвукового потока на входе в камеру сгорания топливно-воздушной смеси лазерного излучения от перестраиваемого по частоте излучения серийного импульсного лазера Nd:YAG, настроенного на частоту резонансного перехода молекул О2 из основного электронного состояния 
в синглетное состояние О2 (A 1Δg) и частоте перехода (ν=3.93×1014 с-1), которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.
Нетрудно понять, что характерная длина проточной части камеры сгорания определяется скоростью протекания химических реакций и скоростью движения газа в зоне энерговыделения в проточной части камеры сгорания. В том случае, если скорость энерговыделения будет выше сверхзвуковой скорости потока в камере сгорания, эффективность горения будет оптимальной. Так как процесс окисления горючего происходит с гораздо большей скоростью, следовательно, зоны энерговыделения и индукции значительно сокращаются. Сокращение зоны энерговыделения и индукции позволяет значительно уменьшить длину камеры сгорания и, соответственно, ее весогабаритные характеристики, создает значительный технико-экономический эффект при конструировании двигателей и позволяет реализовать конструкции двигателей для практического использования.
Изобретение может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.
Claims (4)
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.
2. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполненную с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0,025-0,05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.
3. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, имеет частоту излучения, резонансно совпадающую с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния: в возбужденное состояние: , которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода λ=762 нм.
4. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что оптическая система выполнена в виде двух зеркал, отстоящих друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД, при этом одно из зеркал вогнутое, а другое плоское, и в нем выполнено сквозное отверстие для ввода луча лазера в пространство между зеркалами, при этом оба зеркала отъюстированы так, что луч, при последовательном отражении от зеркал, пробегая расстояние между зеркалами, смещается как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011111674/06A RU2481484C2 (ru) | 2011-03-29 | 2011-03-29 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011111674/06A RU2481484C2 (ru) | 2011-03-29 | 2011-03-29 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011111674A RU2011111674A (ru) | 2012-10-10 |
| RU2481484C2 true RU2481484C2 (ru) | 2013-05-10 |
Family
ID=47078979
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011111674/06A RU2481484C2 (ru) | 2011-03-29 | 2011-03-29 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481484C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2542652C1 (ru) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
| RU2544105C1 (ru) * | 2013-10-03 | 2015-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430640A (en) * | 1964-02-17 | 1969-03-04 | Gen Electric | Supersonic inlet |
| DE3644020A1 (de) * | 1985-12-30 | 1987-07-02 | Fleckenstein Inc L W | Gaskompressor fuer strahltriebwerke |
| RU2262000C2 (ru) * | 2003-10-20 | 2005-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения |
| RU2265158C1 (ru) * | 2004-05-17 | 2005-11-27 | Монич Антон Евгеньевич | Способ сжигания углеводородного топлива и устройство для реализации способа |
| EP1710462A1 (en) * | 2005-04-08 | 2006-10-11 | Scania CV AB (publ) | Clutch slip protection |
| RU2333381C2 (ru) * | 2005-11-03 | 2008-09-10 | Нек Лаб Холдинг Инк. | Способ инициирования воспламенения, интенсификации горения или реформинга топливовоздушных и топливокислородных смесей |
-
2011
- 2011-03-29 RU RU2011111674/06A patent/RU2481484C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430640A (en) * | 1964-02-17 | 1969-03-04 | Gen Electric | Supersonic inlet |
| DE3644020A1 (de) * | 1985-12-30 | 1987-07-02 | Fleckenstein Inc L W | Gaskompressor fuer strahltriebwerke |
| RU2262000C2 (ru) * | 2003-10-20 | 2005-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения |
| RU2265158C1 (ru) * | 2004-05-17 | 2005-11-27 | Монич Антон Евгеньевич | Способ сжигания углеводородного топлива и устройство для реализации способа |
| EP1710462A1 (en) * | 2005-04-08 | 2006-10-11 | Scania CV AB (publ) | Clutch slip protection |
| RU2333381C2 (ru) * | 2005-11-03 | 2008-09-10 | Нек Лаб Холдинг Инк. | Способ инициирования воспламенения, интенсификации горения или реформинга топливовоздушных и топливокислородных смесей |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2542652C1 (ru) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
| RU2544105C1 (ru) * | 2013-10-03 | 2015-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011111674A (ru) | 2012-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Cho et al. | High-repetition-rate chemiluminescence imaging of a rotating detonation engine | |
| US8544280B2 (en) | Continuous detonation wave engine with quenching structure | |
| US8689536B2 (en) | Advanced laser ignition systems for gas turbines including aircraft engines | |
| US7739867B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor | |
| RU2326263C1 (ru) | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) | |
| US20170114998A1 (en) | Ducted fuel injection | |
| RU2453719C1 (ru) | Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| US20120131899A1 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
| JP2005171984A (ja) | 二段パルスデトネーションシステム | |
| Cantu et al. | OH PLIF visualization of a premixed ethylene-fueled dual-mode scramjet combustor | |
| CN105074338B (zh) | 用于燃烧稳定性的辅助激光点火 | |
| Rein et al. | Time-resolved in-situ absorption spectroscopy of a hydrocarbon-air rotating detonation engine using a fiber-coupled tunable laser system | |
| US7080504B2 (en) | Laser augmented turbojet propulsion system | |
| RU2481484C2 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| Rein et al. | Multi-beam temperature measurements in a rotating detonation engine using H2O absorption spectroscopy | |
| RU2391528C2 (ru) | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель | |
| US5384802A (en) | Laser apparatus | |
| Savelkin et al. | Experiments on Plasma-Assisted Combustion in a Supersonic Flow: Optimization of Plasma Position in Relation to the Fuel Injector | |
| RU2505749C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| Bezgin et al. | Numerical analysis of combustion of a hydrogen–air mixture in an advanced ramjet combustor model during activation of O 2 molecules by resonant laser radiation | |
| US9862498B2 (en) | Laser-charged high-speed propulsion system and method for production of high-powered laser | |
| RU2496997C2 (ru) | Двигатель внутреннего сгорания и способ его работы | |
| RU2513527C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| Lee et al. | A novel supersonic injection scheme for laser induced breakdown ignition | |
| US8695350B2 (en) | Fuel efficient ultra-low emission and improved pattern factor colorless distributed combustion for stationary and propulsion gas turbine applications |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210330 |