Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Авторы патента:

F02K7/08 - с непрерывной реактивной струей

Владельцы патента RU 2330980:

Весенгириев Михаил Иванович (RU)

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, системы подачи топлива и зажигания, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель, включающий кожух камеры сгорания, систему подачи топлива, воспламенительное устройство и сопло. Полость, образованная кожухом камеры сгорания стартового двигателя, и фронтовая часть жаровой трубы, установленной в этой полости, выполнены герметичными. Система подачи топлива выполнена с возможностью подачи и распыления воды в полость кожуха и с возможностью подачи и распыления смеси электролита /водного раствора электролита/ и топлива через форсунку с кавитатором в фронтовую герметичную часть жаровой трубы. Воспламенительное устройство выполнено в виде электродов вольтовой /электрической/ дуги, электроды которой, с возможностью подачи на них постоянного электрического тока, зажигания и тушения вольтовой дуги и с возможностью диссоциации, ионизации, воспламенения и превращения в плазму проходящих через зону горения вольтовой дуги паров смеси, установлены в фронтовой герметичной части жаровой трубы. Изобретение направлено на повышение эффективных показателей двигателя. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в качестве силовых установок летательных аппаратов со сверхзвуковым полетом.

Известен комбинированный ракетно-космический прямоточный двигатель, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой размещен отстреливаемый после взлета двигатель /Патент РФ №2015390, F02К 7/18, 30.08.1994 г./ [1].

Недостатком известного двигателя является невозможность его многократного использования в качестве силовой установки летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является авиационный газотурбинный двигатель, содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор и воздушно-реактивный прямоточный двигатель, установленный внутри полого ротора турбокомпрессора /Патент РФ №2162957, F02К 7/16, 10.02.2001 г./ [2].

Недостатком ближайшего аналога является сложность, громоздскость конструкции и сравнительно низкая скорость полета из-за перегрева воздуха при торможении его в воздухозаборнике турбокомпрессорного агрегата.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в повышении эффективных показателей двигателя.

Поставленная задача решается тем, что в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, системы подачи топлива и зажигания, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель, включающий кожух камеры сгорания, систему подачи топлива, воспламенительное устройство и сопло, согласно изобретению полость, образованная кожухом камеры сгорания стартового двигателя, и фронтовая часть жаровой трубы, установленной в этой полости, выполнены герметичными. Система подачи топлива выполнена с возможностью подачи и распыления воды - чистой природной воды в полость кожуха и с возможностью подачи и распыления смеси электролита /водного раствора электролита/ и топлива, например метилового спирта, через форсунку с кавитатором, например местное сужение ее канала, в фронтовую герметичную часть жаровой трубы. При этом воспламенительное устройство выполнено в виде электродов вольтовой /электрической/ дуги, электроды которой, с возможностью подачи на них постоянного электрического тока, зажигания и тушения вольтовой дуги и с возможностью диссоциации, ионизации, воспламенения и превращения в плазму проходящих через зону горения вольтовой дуги паров смеси, установлены в фронтовой герметичной части жаровой трубы. Причем один из электродов может быть выполнен подвижным, например перемещаемым электромагнитом при зажигании вольтовой дуги, другой может быть выполнен соплом. Электроды вольтовой дуги также могут быть выполнены с каталитическими свойствами, например напиленными платиновой чернью.

Сущность изобретения схематично показана на чертежах, где: на фиг.1 дан общий вид двигателя; на фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.

Пример выполнения предлагаемого решения.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус 1, входное устройство 2 с центральным телом 3, камеру сгорания 4, системы подачи топлива и зажигания /не показаны/, сопловое устройство 5, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель 6, включающий герметичную полость 7, образованную кожухом 8 камеры сгорания 9, установленную в этой полости жаровую трубу 10 с герметичной фронтовой частью 11, зоной смешения 12 и сопло 13, систему подачи топлива в виде распылителя 14 подачи и распыления воды в герметичную полость кожуха камеры сгорания и форсунку 15 с кавитатором /не показано/ подачи и распыления смеси водного раствора электролита и топлива, например спирта в герметичную фронтовую часть жаровой трубы, воспламенительное устройство в виде электродов 16 и 17 вольтовой /электрической/ дуги, которые с возможностью подачи на них постоянного тока, зажигания и тушения вольтовой дуги, установлены в герметичной фронтовой части жаровой трубы. При этом один из электродов - катод 16 выполнен подвижным, например перемещаемым электромагнитом 18 при зажигании вольтовой дуги, другой - анод 17 выполнен соплом и оба электрода выполнены с каталитическими свойствами, например напиленными платиновой чернью.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом.

Для пуска двигателя в работу и старта летательного аппарата на электроды, например катализаторы 16 и 17 вольтовой дуги, подают постоянный электрический ток и включением электромагнита 18 производят кратковременное касание концом катода 16 к аноду 17 и зажигают вольтовую дугу. После этого через форсунку 15 с кавитатором, например, под избыточным давлением 2 МПа в герметичную фронтовую часть 11 жаровой трубы 10 подают и распыляют смесь электролита, например водного раствора едкого калия, и топлива, например метилового спирта. В кавитаторе форсунки 15 смесь, благодаря кавитации, частично диссоциирует, ионизируется и ее капельки тончайше распыливаются. Затем эта смесь, охлаждая электроды-катализаторы 16 и 17, превращается в пар и за счет протекания постоянного тока через электролит еще диссоциирует и ионизируется, реакция диссоциации при этом ускоряется наличием катализатора. После чего смесь с тем же избыточным давлением поступает в зону горения вольтовой дуги и под ее воздействием окончательно диссоциирует, ионизируется, воспламеняется и, превращаясь в плазму, с температурой порядка 6000°С выходит через сопло-анод 17 в зону смешения 12 жаровой трубы 10. В герметичную полость 7, образованную кожухом 8, через распылитель 14 также под избыточным давлением 2 МПа подают и распыляют чистую природную воду, которая охлаждает стенки жаровой трубы 10, сама превращается в водяной пар и затем через отверстия в стенках жаровой трубы 10 поступает в ее зону смешения 12. Поступающий в зону смешения 12 водяной пар обдуванием охлаждает сопло-анод 17, изолирует стенки жаровой трубы 10 от выходящих из сопла 17 высокотемпературных /порядка 6000°С/ продуктов горения - плазмы и, смешиваясь с этой плазмой, нормализует ее температуру до приемлемого для работы сопловой части 13 значения. Далее полученное таким образом рабочее тело поступает в сопло 13 и срабатывается для получения реактивной тяги стартового двигателя. После взлета летательного аппарата и достижения им необходимой высоты и скорости полета производят запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, элементы которого установлены в корпусе 1. Дальнейший полет летательного аппарата происходит либо с участием одного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, либо с одновременным участием двух двигателей. Посадку летательного аппарата и его полет на скоростях ниже сверхзвуковых осуществляют при работе одного стартового двигателя 6.

Предлагаемый прямоточный воздушно-реактивный двигатель в производстве прост, в эксплуатации высокоэкономичен. Он позволяет использовать достоинства обоих двигателей и существенно повысить все показатели летательных аппаратов. Найдет широкое применение для установки на различных летательных аппаратах.

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, системы подачи топлива и зажигания, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель, включающий кожух камеры сгорания, систему подачи топлива, воспламенительное устройство и сопло, отличающийся тем, что полость, образованная кожухом камеры сгорания стартового двигателя и фронтовая часть жаровой трубы, установленной в этой полости, выполнены герметичными, причем система подачи топлива выполнена с возможностью подачи и распыления воды в полость кожуха и с возможностью подачи и распыления смеси электролита (водного раствора электролита) и топлива, через форсунку с кавитатором в фронтовую герметичную часть жаровой трубы, при этом воспламенительное устройство выполнено в виде электродов вольтовой (электрической) дуги, электроды которой, с возможностью подачи на них постоянного электрического тока, зажигания и тушения вольтовой дуги и с возможностью диссоциации, ионизации, воспламенения и превращения в плазму проходящих через зону горения вольтовой дуги паров смеси, установлены в фронтовой герметичной части жаровой трубы.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что один из электродов выполнен подвижным при зажигании вольтовой дуги, другой выполнен соплом.

3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что электроды вольтовой дуги выполнены с каталитическими свойствами.

Похожие патенты:

Реактивный двигатель // 2327891

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к реактивным двигателям, и может использоваться для концевого привода воздушных винтов летательных аппаратов, судов на воздушной подушке.

Двигатель и используемые в нем узел уплотнителя, шнуровой уплотнитель и опорная вставка // 2289715

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата // 2269022

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей (ВРД) (реактивной техники) и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности полета сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации // 2264554

Изобретение относится к области прямоточной ракетной техники и может быть использовано при разработке летательных аппаратов упрощенной конструкции, ракетопланов, дельтапланов, парапланов, любительских вертолетов, а также моделей с прямоточными воздушно-реактивными двигателями.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель // 2121070

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано при создании комбинированных двигательных установок гиперзвуковых летательных аппаратов.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель // 2116490

Двигатель, использующий энергию нагретого пара горючего // 2095606

Реактивный двигатель (подъемник) // 2072057

Изобретение относится к машиностроению, а более конкретно к вопросам создания реактивных и газотурбинных двигателей. .

Прямоточный двигатель // 2028488

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и воздушно-космических самолетов.

Турбина внутреннего горения с жидкостными поршнями // 41795

Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом // 2413859

Прямоточный реактивный двигатель - прд // 2433294

Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата // 2454607

Тяговый модуль постоянного детонационного горения паровоздушной топливной смеси // 2489595

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к авиационным реактивным тяговым модулям атмосферного использования

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя // 2495270

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы. Датчик силы тарируют грузом заданной массы и измеряют усилие на датчике силы. После этого подают холодный воздух на вход в камеру сгорания и измеряют усилие на датчике силы. Потом дополнительно подают в камеру сгорания топливо, воспламеняют образовавшуюся топливную смесь и в процессе горения смеси измеряют усилие на датчике силы, затем вычисляют полноту сгорания топливной смеси по соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность, надежность и упростить определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 1 ил.

Стартовый ускоритель самолёта // 2521153

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом. Изобретение направлено на регулирование вектора тяги по направлению и тангажу. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель эдуарда соловьева // 2585160

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус, основной воздухозаборник, первичную камеру переменного сечения, вторичную камеру, основной инжектор топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель также содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей, примыкающих к внутренним стенкам первичной камеры переменного сечения. Во внутреннем пространстве воздухозаборника расположена обратимая турбина с лопастями, закрепленная на аэродинамических стойках. Вторичная камера выполнена в форме расходящегося диффузора. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия двигателя, возможной скорости летательного аппарата, надежности. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной // 2597735

Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор. Указанная камера содержит двигатель с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой и связанными средствами, обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух. Двигатель с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из захваченного потока воздуха первый поток, входящий в детонационную камеру и применяемый в двигателе, и второй поток, обходящий камеру. Турбомашина дополнительно содержит вспомогательные средства для смешения горячих газов, выходящих из детонационной камеры, со вторым потоком воздуха перед их проведением в турбину и несколько детонационных камер, концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси турбомашин, обеспечивая создание оптимальных рабочих условий в широком диапазоне концентраций и ограничения ударов при запуске. Изобретение направлено на усовершенствование турбомашины, в частности увеличение ее полезной мощности. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем // 2609901

Двигатель с незатухающей детонационной волной, работающий на взрывчатой смеси топливо/окислитель, содержит по меньшей мере одну детонационную камеру, систему впрыска для непрерывного впрыска взрывчатой смеси в детонационную камеру на ее верхнем по ходу потока конце. Детонационная камера включает базу нагнетания на верхнем конце, а также две стенки, которые проходят по обе стороны от этой базы нагнетания средства инициирования. Средства инициирования расположены в детонационной камере, чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну, которая далее распространяется во взрывчатой смеси и вызывает появление последовательных, самоинициированных детонационных волн с тем, чтобы возникла непрерывная выработка горячих газов, выходящих из детонационной камеры через нижний по ходу потока, открытый конец. Детонационная камера включает базу нагнетания, длина которой определяется незамкнутой линией, таким образом, чтобы сформировать детонационную камеру, имеющую удлиненную форму в поперечной плоскости, и тем, что система впрыска расположена таким образом, чтобы впрыскивать смесь топливо/окислитель в указанную детонационную камеру, по меньшей мере, на участке базы нагнетания. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы, ограничение пускового давления. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Фюзеляж летательного аппарата // 2628826

Изобретение относится к авиации. Фюзеляж для стартового разгона использует гидропушку, которая состоит из поперечной трубы, заполненной водой, с радиально расположенными соплами на концах. Для вытеснения воды из трубы используется либо среднерасположенный пороховой патрон, либо устройство, производящее путем электролиза воды взрывную смесь водорода с кислородом. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.