Энергосбережение в воздухеОсвоение гиперзвуковых скоростей имеет первостепенное значение для создания принципиально новых транспортных средств ХХI века, в частности – аэрокосмических самолетов. Одной из основных задач является создание силовой установки, в качестве которой предполагается использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД).
Известен способ работы ПВРД, включающий сжатие набегающего воздушного потока в воздухозаборнике, сжигание топлива в камере сгорания и расширение продуктов сгорания в сопле. Но тут возникают проблемы охлаждения сжимаемого воздуха: при скорости порядка 6‑7 М воздух при сжатии разогревается настолько, что сжигание топлива теряет смысл ввиду диссоциации (разделения на части) продуктов сгорания. Существует также способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя в режиме сверхзвукового горения (ГПВРД) – с неполным торможением воздушного потока. Здесь проблема заключается в обеспечении быстрого и полного сгорания топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.
Однако известны еще и способы работы турбореактивного двигателя, включающие ввод воды в компрессор для его форсирования на режимах взлета. Возможность использования таких двигателей для аэрокосмических самолетов рассматривает, в частности, NASA.
Автором предлагается вводить воду в проточную часть воздухозаборника двигателя, причем расход воды изменять пропорционально скорости и плотности набегающего воздушного потока (Жарков С. В. Способ работы реактивного двигателя. Патент РФ № 2087735). Это позволит ограничивать рост температуры воздушного потока при торможении его в воздухозаборнике до скорости, при которой достигается полное сгорание топлива (при этом снижается работа сжатия). Отводимую теплоту можно использовать для увеличения расхода рабочей среды через сопло с соответствующим возрастанием тяги. В конечном счете все это ведет к повышению эффективности двигателя.
При высокой скорости полета (например, на режиме разгона аэрокосмического самолета для вывода его на околоземную орбиту) двигатель работает следующим образом.
Набегающий воздушный поток тормозится в воздухозаборнике до скорости, при которой достижимо полное сгорание топлива (Vпс), и за счет этого сжимается. При этом через и на поверхность центрального тела двигателя подается вода (через специальные отверстия либо участки из пористого металла). Нагретый при сжатии воздушный поток, взаимодействуя с водой, охлаждается за счет ее испарения. Полученная паровоздушная смесь со скоростью Vпс поступает в камеру сгорания, где сжигается топливо. Продукты сгорания истекают через сопло. Скорость Vпс определяется типом используемого топлива (жидкое/водород).
Регулированием расхода воды достигается повышение эффективности двигателя на режимах разгона аэрокосмического самолета при выводе его на околоземную орбиту: одновременно возрастает скорость и снижается (из‑за увеличения высоты) плотность набегающего воздушного потока. Закон оптимального изменения расхода воды (в том числе момент начала ввода) должен быть определен заранее и «вшит» в систему регулирования. Необходимо также выбрать оптимальные степени торможения и охлаждения воздушного потока в воздухозаборнике (от которых зависит расход воды), а также траекторию перемещения самолета в координатах «высота/скорость». Например, при осуществлении разгона аэрокосмического самолета в верхних, разреженных слоях атмосферы расход воды будет минимальным.
Способ может использоваться также для ускорения военных ракет, например, при подлете к цели.
Однако представляется, что для крейсерского режима работы двигателя расход воды будет слишком велик. Для снижения расхода предлагается использовать неполное сжигание топлива, а полученные продукты неполного сгорания подавать в проточную часть ГПВРД.
Двигатель, в котором реализуется такой принцип работы, содержит воздухозаборник с центральным телом, камеру газификации и сопло, которое может быть выполнено кольцевым или в виде нескольких сопел, расположенных по окружности.
При высокой скорости полета двигатель работает следующим образом. Набегающий воздушный поток тормозится в воздухозаборнике до скорости V0, за счет чего сжимается. Через поверхность центрального тела подается вода. Нагретый при сжатии воздушный поток, взаимодействуя с водой, охлаждается за счет ее испарения. Полученная паровоздушная смесь со скоростью V0 поступает в камеру газификации, где сжигается топливо. Причем коэффициент избытка воздуха в камере подбирается таким, что происходит неполное сгорание топлива, то есть его газификация (CnHm + H2O + O2 -> CO + H2). Скорость V0 подбирается таким образом, чтобы за время пребывания топлива в камере реакции газификации топлива в основном успели завершиться. Продукты газификации в виде топливного газа истекают через сопло в камеру дожигания, где сгорают в сверхзвуковом потоке воздуха. При этом угол наклона сопла должен обеспечивать эффективное перемешивание топливного газа с воздухом и максимальное использование реактивной силы истечения топливного газа для увеличения тяги двигателя.
Полное время сгорания газа складывается из:
а) времени смесеобразования, необходимого для смешения газа с окислителем;
б) времени, необходимого на нагрев смеси и ее воспламенение;
в) времени протекания химических реакций.
При использовании жидкого топлива необходимо также время на испарение и пирогенное разложение топлива.
Время сгорания топливного газа в данном случае будет значительно меньше, чем в случае обычного ввода топлива, поскольку:
1) топливный газ имеет большой объем и высокое давление, что дает его быстрое перемешивание с воздухом – горение будет происходить в большем объеме, и при большей поверхности контакта топливного газа с окислителем;
2) топливный газ нагрет до высокой температуры;
3) реакции горения, скорость протекания которых обусловлена температурой и их разветвленным, цепным характером, частично уже осуществлены. При этом образовались промежуточные химически активные частицы (атомы и радикалы), каждая из которых может дать начало новой цепи реакций горения. Это относится также и к случаю использования в качестве топлива водорода: при неполном его сгорании образуются атомарный водород (H+) и радикалы ОН-;
4) при использовании жидкого топлива полностью осуществлены стадии испарения и пирогенного разложения топлива.
Причем ступенчатое сжигание топлива и наличие пара в поступающем в камеру сгорания воздухе также снижают выбросы двигателем окислов азота, разрушающих озоновый слой (с данной проблемой связаны наибольшие трудности создания самолетов со скоростью 2‑2,5 М и дальностью полета 10 тыс. км).
Таким образом, при осуществлении предлагаемого способа возможно достижение высокой скорости сгорания топлива и снижение выбросов окислов азота, а также уменьшение расхода воды, поскольку до скорости V0 тормозится лишь часть поступающего в двигатель воздуха.
Наиболее перспективно применение предлагаемой схемы при использовании жидких и эндотермических топлив. Эндотеpмическое топливо представляет собой углеводороды с химической добавкой, которая способна разлагать их под воздействием высокой температуры. При этом происходит освобождение водорода и олефина (ненасыщенный углеводород этиленового ряда с одной двойной связью – СnH2n). Эндотермическое топливо поглощает во много раз больше теплоты, чем стандартные топлива, поэтому считается, что оно позволит обеспечить охлаждение планера и подсистем, а также увеличить тягу двигателя благодаря повышенному энергосодержанию водорода. Получаемый олефин (как и жидкое топливо) необходимо газифицировать перед сжиганием его в сверхзвуковом потоке. Возможно, будет целесообразно вводить топливо в виде смеси с водой в воздухозаборник. Поскольку реакции газификации являются эндотермическими, увеличиваются также время протекания реакций и интенсивность перемешивания реагентов.
Предлагаемые способы представляются перспективными в силу легкости хранения жидкого топлива по сравнению с водородом, на использование которого ориентированы современные исследования NASA.
К. т. н., с. н. с. Сергей ЖАРКОВ Источник: http://www.eprussia.ru |
