Комбинированный ракетный двигатель
Изобретение может быть использовано для разработки комбинированных ракетных двигателей. Цель изобретения состоит в повышении энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов неполного сгорания с изменяющимся расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока при уменьшении величины крутящего момента на приводе. Одновременно с запуском двигателя 10 из емкости 5 подается горючее на вход газовода 12, образующийся поток с избытком продуктов неполного сгорания поступает в камеру дожигания 3 прямоточного воздушно-реативного двигателя 1, где они смешиваются с поступающим через воздухозаборник 2 воздухом. Интенсификации смешения и повышению степени полноты сгорания в камере дожигания 3 способствуют наличие вращающегося газовода 12 с эллиптическим выходным сечением раструба и сквозных окон, выполненных на боковой поверхности раструба, которые обеспечивают разворот части высокотемпературного потока и турбулизацию воздушного потока. При истечении струи из окна, ветви которого замыкаются на периметре выходного сечения основоного потока газоводов, появляется тангенциальная составляющая, которая обеспечивает уменьшение величины крутящего момента вплоть до нуля, передаваемого от привода вращения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств, а именно комбинированных ракетных двигателей. Цель изобретения повышение энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов неполного сгорания с изменяющимися расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока, при уменьшении величины крутящего момента на приводе. Комбинированный ракетный двигатель схематически изображен на фиг.1; на фиг.2 схема газовода; на фиг.3 вид А на выходное сечение раструба газовода. Комбинированный ракетный двигатель, содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 с воздухозаборником 2 и камерой дожигания 3, соплом 4, емкость 5 с жидким горючим, в которой расположена разделительная мембрана 6, газогенератор наддува, сообщенный с емкостью 5, форсуночное устройство 8, сообщенное с емкостью 5 через запорные и регулирующие устройства 9 и с камерой дожигания 3, ракетный двигатель 10 с размещенным в нем зарядом твердого топлива 11 сообщен с камерой дожигания 3 через газоводы 12, выполненные в виде сопел Лаваля с выходным сечением раструба 13 эллиптической формы, на боковой поверхности которого образованы равномерно в окружном направлении сквозные окна 14, ветви которых замкнуты на периметре среза сопла, причем одна из ветвей 15 окон 14 расположена вдоль наиболее удаленной от продольной оси раструба образующей его поверхности, привод вращения 16, соединен с газоводами 12. Работает комбинированный ракетный двигатель следующим образом. Осуществляется запуск двигателя 10 с зарядом твердого топлива 11. Одновременно из емкости 5 с горючим обеспечивается подача горючего через форсуночное устройство 8 на вход газовода 12, по которому движется высокотемпературный поток продуктов сгорания двигателя 10. Закрученный жидкостный поток от вращения газовода 12 прижимается як внутренней поверхности газовода 12, создавая жидкостную пленку, при этом горючее прогревается и испаряется, образуя поток с избытком продуктов неполного сгорания на периферии. Продукты неполного сгорания поступают в камеру дожигания 3 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, где они смешиваются с поступающим через воздухозаборник 2 воздухом. Для смешения двух сверхзвуковых потоков организуют вращение газовода с эллиптическим выходным сечением раструба 13, что способствует интенсивной турбулизации в локальных зонах и взаимодействию воздушного потока и распадающегося от вращения тонкого слоя обогащенных горючим продуктов сгорания, что и приводит к повышению степени полноты сгорания в камере дожигания 3. Наличие окон 14 обеспечивает разворот части высокотемпературного потока газовода 12, которая турбулизирует воздушный поток, повышая полноту дожигания продуктов неполного сгорания, усиливающуюся перемещением струйки из окна 14 при вращении вокруг продольной оси газовода 12. При истечении струй из окна 14, ветви которого замыкаются на периметре выходного сечения основного потока газоводов при эллиптическом профиле выходной части появляется тангенциальная составляющая, которая обеспечивает уменьшение величины крутящего момента вплоть до нуля, передаваемого от привода вращения 16.
Формула изобретения
1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель с камерой дожигания и воздухозаборником, ракетный двигатель твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами в виде сопла Лаваля, снабженными приводами их вращения, систему подачи жидкого горючего, форсуночное устройство, устройство регулирования расхода топлива, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смещения продуктов неполного сгорания с изменяющимся расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока при уменьшении величины крутящего момента на приводе, в нем выходное сечение раструба газовода выполнено эллиптической формы, а на боковой поверхности раструба газовода равномерно в окружном направлении образованы сквозные окна, ветви которых замкнуты на периметре среза сопла, причем одна из ветвей окон расположена вдоль наиболее удаленной от продольной оси раструба образующей его поверхности. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в нем раструб имеет на входе круглый профиль.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Номер и год публикации бюллетеня: 10-2002
Извещение опубликовано: 10.04.2002
