Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Авторы патента:


Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей

 


Владельцы патента RU 2413087:

АЭРОДЖЕТ-ДЖЕНЕРАЛ КОРПОРЕЙШН (US)

Плоский ГПВРД для приведения в движение транспортного средства содержит множество разнесенных стоек, разделенных трактами, и пилотную часть стойки, заключенную внутри каждой указанной стойки. Геометрия пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника ГПВРД и для снижения пилотной части воздуха до дозвуковой скорости. Оставшаяся часть основного воздуха сверхзвукового воздушного потока обходит пилотную часть стойки по трактам и остается на сверхзвуковой скорости.

Каждая стойка включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки и направленные наружу основные топливные форсунки. Пилотная часть стойки заключается в пределах каждой стойки. Изобретение направлено на снижение тепловой нагрузки камеры сгорания, на уменьшение длины камеры сгорания при применении впрыска топлива непосредственно в поток. 5 н. и 28 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Изобретение относится к двигателю, использующему воздух, движущийся со сверхзвуковыми скоростями для сжатия, сжигания и расширения. Такой двигатель известен как гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД). Более конкретно, пилотная гондола расположена по центру внутри изолятора модуля ГПВРД. В результате чего самые горячие продукты сгорания располагаются внутри ядра камеры сгорания, а не вдоль стен, вследствие чего уменьшается тепловая нагрузка камеры сгорания. Второе преимущество для ГПВРД состоит в непосредственном впрыске в поток, который сокращает требуемую длину камеры сгорания и дополнительно уменьшает тепловую нагрузку.

Двигатели, использующие для сжатия, необходимого для горения и расширения вместо механического компрессора скоростной напор, известны как ПВРД. Когда траектория потока через двигатель спроектирована специально для очень высоких скоростей, где преобладает горение в сверхзвуковом потоке (сверхзвуковое горение), что типично для скоростей около М=5 или 6, двигатель называется ГПВРД. Упрощенная версия ГПВРД предшествующего уровня техники иллюстрируется на фиг.1. Плоский ГПВРД 10 обычно симметричен относительно оси 12 и включает в себя основной изолятор 14, соединяющий входное устройство 16 ГПВРД с основной камерой 18 сгорания. Основной изолятор 14 обеспечивает подъем давления воздуха выше, чем может создавать входное устройство 16 ГПВРД при заданной скорости полета и высоте. Основной изолятор 14, не обязательный для ГПВРД, существенно важен для двухрежимных ПВРД, способных работать и с дозвуковым, и со сверхзвуковым горением. Соответствующее топливо 19 вводится в воздушный поток через топливные форсунки 20. Горение топливовоздушной смеси создает очень высокие температуры и быстрое расширение газообразных продуктов горения. Выброс этих продуктов сгорания через сопло (не показано) вниз по потоку 22 основной камеры 18 сгорания создает тягу.

Высокая скорость и низкое давление потока воздуха и топлива, внутри основной камеры 18 сгорания затрудняет поддерживание горения. В большинстве двигателей ГПВРД процесс горения происходит только, если соответствующая пилотная зона поджигает входящую топливовоздушную смесь, а затем распространяет ее по тракту фронтом турбулентного пламени. Это пламя перемещается по нормали к воздуху за какую-то долю средней скорости воздуха, поэтому фронт пламени оказывается откинутым назад под большим углом. В ГПВРД предшествующего уровня техники с пилотной частью 24, находящейся на стенке 26 основной камеры сгорания ГПВРД 10, которая определяет наружную стенку основной камеры 18 сгорания, наружная стенка 26 непосредственно подвергается воздействию максимальной температуры горения, в то же время пламя медленно движется радиально внутрь, сжигая остаток воздуха. Пунктирные изотермические линии 28 иллюстрируют разграничение между наиболее горячей зоной 30 (обычная суммарная температура превышает, например, 3000К или ~5400°R), средней зоной 32 (обычная суммарная температура, например, между 1000К и 3000К или 1800°R и 5400R°), и наиболее холодной зоной (обычная температура, например, меньше 1000К или 1800°R). Наиболее горячая зона 30 создает высокую тепловую нагрузку на внешние стенки 26 основной камеры 18 сгорания, которые подвергаются воздействию наиболее тяжелого температурного режима. В результате стенки должны быть изготовлены из необычных жаропрочных материалов как, например, вольфрам или активно охлаждаться дефицитным топливом, увеличивая затраты и сложность.

Патент США №4 170 110, выданный Radin, раскрывает ГПВРД, в котором входящий воздух разделен на центральную струю и струи периферийного пограничного слоя. Струи периферийного пограничного слоя очень узкие, порядка 0,05 дюймов (~1 мм) толщины. Типичный ГПВРД с несимметричной, плоской (2-D) пилотной частью иллюстрируется в патенте США №5 253 474, выданным Correa, и др.

В данном случае остается потребность в ГПВРД, имеющем уменьшенную тепловую нагрузку, получаемую стенкой камеры сгорания по сравнению с предшествующим уровнем техники.

КРАТКАЯ СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ниже в прилагаемых чертежах и описании изложены подробности одного или более вариантов осуществлений изобретения. Другие характеристики, цели и преимущества изобретения будут очевидны из описания и чертежей, и из формулы изобретения.

В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения предоставляется плоский ГПВРД, который может приводить в движение транспортное средство. Такой ГПВРД включает в себя множество разнесенных стоек, разделенных трактами, и пилотную часть стойки, содержащуюся в каждой стойке.

В соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения для двигателя ГПВРД предоставляется пилотная гондола в центре. ГПВРД имеет последовательно и по движению текучей среды воздухозаборник, изолятор ГПВРД со свободным каналом и камеру сгорания ГПВРД. Пилотная гондола включает в себя пилотный изолятор, расположенный между воздухозаборником и пилотным диффузором, пилотный диффузор, расположенный между пилотным изолятором и пилотной частью, при этом пилотная часть расположена между пилотным диффузором и пилотной камерой сгорания. Пилотная гондола находится вдоль центральной оси указанного изолятора ГПВРД и поддерживается множеством стоек, проходящих от внутренней стенки свободного канала к внешней поверхности пилотной гондолы.

Преимущество некоторых аспектов изобретения в том, что появление фронта пламени на стенке камеры сгорания ГПВРД задерживается, благодаря чему снижается тепловая нагрузка камеры сгорания. Дополнительное преимущество определенных аспектов изобретения состоит в том, что при объединении непосредственного впрыска топлива в поток бедным (бедным топливом) внешним кольцом основной объем горения ограничивается центром камеры сгорания ГПВРД. Эта концепция, называемая «горящим ядром», дополнительно снижает тепловую нагрузку камеры сгорания.

Среди преимуществ вариантов осуществления изобретения с «горящим ядром» - возможность уменьшения длины камеры сгорания ГПВРД при применении впрыска непосредственно в поток. Дополнительно, топливные форсунки могут быть разнесены для зонированных впрысков. Впрыски в поток считаются эффективными для снижения длины камеры сгорания по сравнению с впрыском только по стенке, приводящим к снижению потерь на трение и тепловой нагрузки в камере сгорания. Горячие точки камеры сгорания сводятся к минимуму или устраняются, упрощая требования по охлаждению, и могут снизить или устранить необходимость в эндотермическом теплоотводе.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 иллюстрирует плоский ГПВРД, известный из предшествующего уровня техники, и тепловой профиль этого ГПВРД.

Фиг.2 иллюстрирует пилотную часть стойки, установленную в модуле ГПВРД согласно первому варианту осуществления изобретения.

Фиг.3 представляет собой поперечное сечение стойки, которая содержит в себе пилотную часть стойки фиг.2.

Фиг.4 представляет собой вид спереди модуля ГПВРД фиг.2.

Фиг.5 представляет собой вид сзади модуля ГПВРД фиг.2.

Фиг.6 представляет собой вид сзади модуля ГПВРД, иллюстрирующий впрыск топлива.

Фиг.7 иллюстрирует тепловой профиль для модуля ГПВРД фиг.2.

Фиг.8 иллюстрирует пилотную гондолу в центре, установленную в модуль ГПВРД согласно второму варианту осуществления изобретения.

Фиг.9 иллюстрирует вид спереди ГПВРД фиг.8.

Фиг.10 иллюстрирует вид сзади ГПВРД фиг.8.

Фиг.11 представляет собой вид сзади модуля ГПВРД фиг.8, иллюстрирующий впрыск топлива для трех целевых сегментов.

Фиг.12 иллюстрирует тепловой профиль для модуля ГПВРД фиг.8.

Одинаковые ссылочные позиции и обозначения в различных чертежах обозначают одинаковые элементы.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Фиг.2 иллюстрирует модуль 40 плоского ГПВРД, имеющий пилотную часть 43 стойки согласно первому варианту осуществления изобретения. Пилотная часть 43 стойки полностью помещается в стойке 44, которая перекрывает зазор внутри основного изолятора 14, проходящего между стороной 46 корпуса транспортного средства, например ракеты или т.п., и стороной 48 обтекателя. Пилотная часть 43 стойки, смонтированная в стойке 44, включает в себя пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор пламени 54, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82. Отметим, что пилотная часть 43 стойки в принципе представляет собой ПВРД, полностью заключенный внутри стойки 44. Как иллюстрируется в поперечном сечении на фиг.3, передняя кромка стойки 44 имеет небольшой радиус 58 и клинообразный козырек 69, образующий относительно малый угол α относительно центральной оси 60, чтобы минимизировать сопротивление воздуха, проходящего через основной изолятор модуля ГПВРД. Задняя кромка 62 образована конической суживающейся хвостовой частью с аналогичным углом относительно центральной оси и может иметь обрывистое основание для увеличения прочности. Стенки стойки определяют центральную полость 64. К функциям центральных полостей относятся: размещение пилотной части в стойке, обеспечение канала для протекания текучих сред, снижение веса стойки путем образования облегчающих отверстий 65, для удаления металла, не требующегося для обеспечения опоры.

Обратимся опять к фиг.2. При работе пилотная часть 43 стойки принимает входящую пилотную часть воздуха 66, которая замедляется в пилотном изоляторе 50 серией 68 ударных волн и дополнительно замедляется в пилотном диффузоре 52. На входе в пилотный изолятор 50 пилотная часть 66 воздуха имеет первую сверхзвуковую скорость (М1) и первое давление (Р1). Внутри пилотного изолятора 50 пилотная часть 66 воздуха делится на сверхзвуковое ядро 70 и дозвуковой пограничный слой 72. Исходящая пилотная часть 74 воздуха попадает в пилотный диффузор 52, имея вторую дозвуковую скорость (М2) и второе давление (Р2), где М1›М2 и Р1‹Р2. Отношение длины пилотного изолятора 50 к его ширине выбирается так, чтобы сделать максимальным увеличение давления воздуха, обычно оно составляет 8:1.

Направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 добавляют топливо 19 в пилотную часть 66 воздуха, которая поджигается пилотным стабилизатором пламени 54 и сжигается в пилотной камере сгорания 56. Горячие выхлопные газы 80 выходят из пилотной 43 стойки через задросселированное сопло 82 для поджига топливовоздушной смеси, протекающей вокруг стойки 44 в основную камеру сгорания 18. Конструкция топливной форсунки, подходящая и для пилотных форсунок 76 и для направленных наружу основных топливных форсунок 78, представляет собой каскадную форсунку, такую как раскрыта в патенте США №5 220 787.

Сверхзвуковой поток воздуха из воздухозаборника 16 ГПВРД делится на поток пилотной части воздуха 66 и поток основного воздуха 84. Основной воздух 84 обтекает стойку 44 снаружи и проходит через основной изолятор 14. Пилотная часть воздуха 66, проходящая через пилотный изолятор 50, описана выше. Обычно пилотная часть 66 воздуха составляет приблизительно от 3% до 10% объема воздуха, захваченного воздухозаборником 16 ГПВРД. Топливные форсунки 76, 78 вводят соответствующее топливо 19, например JP-7 (дистиллятор керосина - топливо с малым выходом летучих для авиационных турбин в соответствии с военно-техническими требованиями MIL-T-3821B (USAF)) или водород, в пилотную часть воздуха 66 и основной воздух 84. Топливные форсунки 76, 78 имеют пилотные контуры, расположенные внутри пилотного тракта, и основные форсунки на внешней поверхности стойки 44, как показано более подробно на фиг.6.

Фиг.4 представляет собой вид спереди, по линии А-А фиг.2, модуля 40 плоского ГПВРД, содержащего три стойки 44 и четыре тракта 86. Стойки 44 проходят от стороны 46 корпуса к стороне 48 обтекателя. Основной воздух 84 протекает через тракты 86, которые образуют изолятор 14 ГПВРД, который определяется наименьшим зазором 88 между стойками 44. Кроме того, конструктивно стойки 44 имеют конструктивную функцию, выдерживая нагрузку между корпусом 46 и обтекателем 48, снижая рабочий объем модуля 40 ГПВРД. Рабочая площадь сечения потока, состоящая из основного изолятора 14 и пилотного изолятора 50, постоянна или слегка увеличивается, гарантируя вход, начинающийся при соответствующем низком числе Маха. Загромождение стоек минимизируется в соответствии с объемом для пилотной функции, охлаждения и конструктивных требований.

Фиг.5 представляет собой вид сзади, если смотреть по линии В-В фиг.2, иллюстрируя множество выхлопных сопел 82 пилотной части стойки, расположенных внутри модуля ГПВРД. Горячие газы из пилотных частей непрерывно поджигают свежие топливовоздушные реагенты, проходящие между стойками 44. Стабильность пламени значительно увеличивается первичным воспламенением пилотного воздуха и топлива в пилотной камере сгорания (56 фиг.2) и затем поджиганием основной топливовоздушной смеси в трактах 86. Пилотная часть использует только малую долю полного потока в двигателе (3-10% от объема) для того, чтобы сжечь ровно столько воздуха и топлива, сколько нужно для того, чтобы гарантировать поджигание основного потока, при этом сохраняя в основной траектории потока сквозной сверхзвуковой поток.

Фиг.6 представляет собой тот же вид сзади, что и на фиг.5, показывающий основные топливные форсунки 78, впрыскивающие топливо 19 в траекторию потока основного воздуха 84. Струйки топлива 19 можно впрыснуть через перфорацию, образованную во внешних стенках стоек 44. Используется зонированная стратегия впрыска топлива, как описано ниже, а фиг.6 иллюстрирует бедное топливом состояние, в котором приблизительно 20% наиболее удаленные от центра камеры сгорания не содержат топлива, создавая бедную зону вдоль стенок 26 основной камеры сгорания. На крейсерской скорости эти основные топливные форсунки, прилегающие к стенке основного изолятора, находятся в состоянии отсутствия потока, в то время как остальные основные топливные форсунки находятся в состоянии обеспечения топлива. Поток топлива уменьшается до бедного состояния, используя только основные топливные форсунки 78, предназначенные для подачи топлива во внутреннюю область траектории потока основного воздуха 84. На крейсерской скорости в наружной области 90 поток топлива отсутствует, что приводит к образованию бедной и более холодной пристенной среды.

Фиг.7 иллюстрирует преимущество пилотной части 43 стойки этого первого варианта осуществления изобретения. Когда ГПВРД находится в высокоскоростном крейсерском режиме, используя бедную подачу топлива, изотермические линии 28 иллюстрируют как наиболее горячая область 30 изолируется от стенок 26 основной камеры сгорания, снижая при этом тепловую нагрузку камеры сгорания. Основные топливные форсунки впрыскивают топливо в траекторию потока основного воздуха 84, который обтекает стойки 44. Топливовоздушная смесь поджигается в основной камере 18 сгорания ГПВРД горячими выхлопными газами 80, истекающими из пилотной части. При сгорании ядра пилотная зона и начало воспламенения наиболее горячей области 30 камеры сгорания удаляются от стенки 26 основной камеры сгорания. По мере того, как фронт пламени перемещается от центра основной камеры сгорания 18 в направлении стенки 26 камеры сгорания, температура смеси быстро поднимается в соответствии с количеством топлива, смешанным с воздухом. Когда фронт пламени пересекает зазор и приближается к стенке 26 камеры сгорания, он встречается с бедной областью, в которой содержится малое количество топлива или его совсем нет. Этот обедненный воздух не может гореть, поэтому стенка камеры сгорания никогда не встречается с полным тепловым потоком как в ГПВРД предшествующего уровня техники. При более короткой длине камеры 18 сгорания благодаря впрыскиванию в поток из стоек 44 и более низкому тепловому потоку тепловая нагрузка значительно ниже при сжигании ядра, чем это возможно в ГПВРД предшествующего уровня техники.

В соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения фиг.8 иллюстрирует основной изолятор 14 для ГПВРД, имеющего в поперечном сечении осесимметричный профиль. Пилотная гондола 42 в центре установлена с осевой симметрией по центральной продольной оси ГПВРД. Пилотная гондола 42 в центре включает в себя пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор пламени 54, пилотную камеру сгорания 56 и представляет собой, в сущности, двухрежимный ПВРД, симметрично расположенный внутри основного изолятора 14 ГПВРД. При работе пилотная часть получает пилотную часть воздуха 66 из воздухозаборника 16 ГПВРД. Пилотная часть воздуха 66 замедляется в изоляторе 50 серией ударных волн 68 и дополнительно замедляется в пилотном диффузоре 52. Пилотные топливные форсунки 76 добавляют топливо к струе пилотной части воздуха, которая воспламеняется пилотным стабилизатором пламени 54 и сжигается в пилотной камере 56 сгорания. Горячие выхлопные газы 80 выходят из пилотной гондолы 42, поджигая топливовоздушную смесь, обтекающую пилотную гондолу 42 в центре. Пилотная гондола 42 в центре поддерживается множеством стоек 44, которые проходят от стенки внутреннего канала изолятора 14 ГПВРД к пилотной гондоле 42 в центре.

Сверхзвуковая струя воздуха, захваченная воздухозаборником 16 ГПВРД, делится на пилотную часть 66 воздуха и основной воздух 84. Пилотная часть воздуха 66 проходит через пилотный изолятор 50, как описано выше, в то же время основной воздух 84 обтекает пилотную гондолу 42 и стойки 44 и проходит через тракт основного изолятора 14, который определяется внешним диаметром канала основного изолятора и пилотной гондолой 42 в центре. Обычно пилотная часть 66 воздуха составляет приблизительно от 3% до 10% объема всего потока воздуха. Пилотные топливные форсунки 76 вводят соответствующее топливо, например JP-7 или водород, в пилотную часть. Основные топливные форсунки 78 впрыскивают топливо в струю основного воздуха 84. Группа топливных форсунок имеет пилотные контуры, расположенные внутри пилотного тракта, а основные форсунки расположены во внешнем тракте, как показано более подробно на фиг.11.

Фиг.9 представляет собой вид спереди пилотной гондолы 42 в центре, если смотреть из воздухозаборника ГПВРД назад в направлении входа в основную камеру сгорания. Ряд стоек 44, обычно три или более, проходят от стенки 92 внешнего диаметра канала основного изолятора к пилотной гондоле 42 в центре. Площадь поперечного сечения совокупности стоек и пилотной гондолы в центре мала относительно площади поперечного сечения изолятора ГПВРД и минимизирует сопротивление пилотной части и облегчает запуск воздухозаборника. Основные тракты для основного воздуха 84 занимают приблизительно 96% площади входного горла канала ГПВРД, а центральная часть занимает приблизительно другие 10% площади. Тракт пилотной части 66 воздуха имеет площадь потока приблизительно 4%. Это приводит к образованию открытой части площади, по меньшей мере, 100% относительно площади входного горла. Стенка 92 внешнего канала тракта основного изолятора отклоняется, размещая суммарное загромождение пилотной гондолы 42 в центре и стоек 44.

Фиг.10 представляет собой вид сзади, если смотреть со стороны основной камеры сгорания 22 [1] вперед в направлении воздухозаборника ГПВРД пилотной гондолы 42 в центре. Горячие выхлопы, исходящие из пилотного сопла 82, непрерывно поджигают свежие реагенты, обтекающие его. Стабильность пламени сильно увеличивается при первичном воспламенении пилотного воздуха и топлива внутри пилотной камеры сгорания 56 (фиг.7) перед поджиганием основного потока. Это происходит благодаря более благоприятным условиям возгорания, создаваемым внутри пилотной гондолы 42 в центре, чем это обычно возможно в траектории потока основного воздуха 84. Это происходит потому, что горение в высокоскоростной системе улучшается замедлением ее до дозвуковых скоростей и подъемом давления. Снижение всего воздушного потока до дозвуковой скорости вызвало бы недопустимые ухудшения характеристик. Пилотная гондола 42 в центре корпуса по изобретению выполняет это только для малой части потока (3-10% объема) для того, чтобы сжечь ровно столько воздуха и топлива, сколько нужно для того, чтобы гарантировать поджигание основного потока, при этом сохраняя сверхзвуковой, сквозной поток для оставшихся 90-97%. Если бы пилотная часть располагалась в основном потоке, она находилась бы в менее благоприятных условиях горения и требовала бы более объемной с более высоким лобовым сопротивлением конструкции, такой как кольцевая пилотная часть (24 на фиг.1) предшествующего уровня техники.

Фиг.11 представляет собой вид сзади основного изолятора 14, показывающий впрыск топлива 19 в поток основного воздуха 84. Три рабочих состояния эффективных для различных этапов полета иллюстрируются на фиг.11. Следует признать, что на практике применяется единый рабочий режим впрыска топлива для всего основного изолятора 14 во время этапа полета. Струйки 19 топлива можно впрыскивать через отверстия, образованные на внешней стенке пилотной гондолы 42 в центре корпуса, основания стоек 44, и через каскад форсунок 94, образованный в стенке 92 внешнего канала (один типовой инжектор иллюстрируется для ясности). Для работы в широком диапазоне скоростей с разнообразными состояниями входного потока и топлива и для оптимизации характеристик двигателя предпочтительны зонированные впрыски.

Сегмент «А» иллюстрирует впрыск топлива на самой низкой скорости во время запуска ПВРД (наиболее низкой скорости, при которой режим ПВРД может разогнать летательный аппарат). Топливные форсунки 76а и 76b пилота функционируют на всех скоростях, поддерживая воспламенение основной камеры сгорания. Основные топливные форсунки 78с впрыскивают радиально наружу из пилотной гондолы 42 в центре, а основные топливные форсунки 78d впрыскивают по оси из оснований пилона 44. Основная топливовоздушная смесь воспламеняется выхлопными газами 80 центрального пилота. Эта конструкция задерживает поджигание так, что противодавление горения не превышает допуск на входе и антизапуск на входе.

Как показано на сегменте «В», при более высоких скоростях форсунки низкой скорости 78d выключаются, а основные топливные форсунки 78е и 78f, которые впрыскивают топливо радиально внутрь из стенки 92 внешнего канала, включаются. Для максимальной эффективности при разгоне поток топлива в двигатель обычно выше стехиометрического значения или содержит 5-10% топлива.

Как показано на сегменте «С», когда достигнута необходимая крейсерская скорость, тяга двигателя уменьшается, сохраняя необходимую скорость. Для снижения тяги поток топлива сокращается до обедненного состояния, что достигается выключением форсунок 78f, которые предназначены только для топлива внешней зоны 90 потока основного воздуха 84.

Фиг.12 представляет собой такой же вид, что и фиг.8, показывая изменение внутренней функции воспламенения. В технологии производства ПВРД и ГПВРД функционирование пилота зависит от трех начальных характеристик. Это температура, давление и время пребывания в зоне пилота. В обычных системах размер пилотной зоны определяет (в совокупности с другими факторами) время пребывания. В зависимости от размеров летательного аппарата или этапа полета может потребоваться относительно большая пилотная зона. На фиг.8 пилотная зона определялась кольцевой полостью пилота 54 [6] на конце диффузора 52 пилота. Для того чтобы проиллюстрировать увеличенную зону пилота на фиг.12, мы показываем конический базовый пилот 55. Этот вариант можно было бы использовать при более низких скоростях запуска ПВРД в меньших по размерам летательных аппаратах или на больших крейсерских высотах.

Кроме того, на фиг.12 иллюстрируется преимущество изобретения. Если ГПВРД находится в высокоскоростном крейсерском режиме, используя бедную подачу топлива, изотермические линии 28 иллюстрируют как наиболее горячая зона 30 изолируется от стенок 26 основной камеры сгорания, снижая тепловую нагрузку. Основные топливные форсунки 78 впрыскивают топливо в поток основного воздуха 84 снаружи пилотной гондолы 42 в центре. Топливовоздушная смесь воспламеняется в основной камере 18 сгорания теплотой горения выхлопных газов камеры 56 сгорания пилота. Зона пилота с горящим ядром и само возникновение наиболее горячей зоны 30 удалено от стенки 26 основной камеры сгорания. Когда фронт пламени проходит от центра основной камеры 18 сгорания в направлении стенки 26 основной камеры сгорания, температура смеси быстро возрастает в соответствии с количеством топлива, смешанного с воздухом. Когда фронт пламени пересечет зазор и приблизится к стенке 26 основной камеры сгорания, он соударяется с бедной внешней кольцевой зоной 90, в которой содержится небольшое количество или совсем не содержится топлива. Этот обедненный воздух не может гореть, поэтому стенка 26 основной камеры сгорания никогда не встречается с полным тепловым потоком как в ГПВРД предшествующего уровня техники. Тепловая нагрузка, которая представляет собой тепло каждого фунта поглощаемого топлива, интегральна с тепловым потоком камеры сгорания (эквивалентна передаче тепла каждой единицей площади). При более короткой длине камеры сгорания благодаря впрыску в поток и более низкому тепловому потоку тепловая нагрузка от горящего ядра значительно ниже, чем это возможно в ГПВРД предшествующего уровня техники.

Описан один или более вариантов осуществления настоящего изобретения. Тем не менее понятно, что различные модификации могут быть выполнены без отделения от духа и объема изобретения. Следовательно, другие варианты осуществления находятся в пределах объема последующей формулы изобретения.

1. Модуль 40 для ГПВРД, содержащий стойку 44 и пилотную часть 43 стойки, содержащуюся внутри указанной стойки 44, при этом геометрия указанной пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой, в то время как оставшаяся часть основного воздуха 84 указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную часть 43 стойки и остается на сверхзвуковой скорости.

2. Модуль 40 по п.1, в котором указанная стойка 44 дополнительно содержит направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76, эффективные для доставки топлива 19 к указанной дозвуковой пилотной части 66 воздуха, а направленные наружу основные топливные форсунки 78 эффективны для доставки топлива к указанной сверхзвуковой части 84 основного воздуха.

3. Модуль 40 по п.2, в котором указанная пилотная часть 43 стойки включает в себя последовательно пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор 54 пламени, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82.

4. Модуль 40 по п.3, в котором указанные направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 эффективны для направления топлива 19 к указанному пилотному изолятору 50 и к указанному пилотному стабилизатору 54 пламени.

5. Модуль 40 по п.3, в котором указанный пилотный изолятор 50 эффективен для снижения скорости воздушного потока 66 от сверхзвуковой до дозвуковой.

6. Плоский ГПВРД, эффективный для приведения в движение транспортного средства, содержащий множество разнесенных стоек 44, разделенных трактами 86, и пилотную часть 43 стойки, заключенную внутри каждой указанной стойки 44, при этом геометрия указанной пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой скорости, в то время как оставшаяся часть 84 основного воздуха указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную часть 43 стойки по указанным трактам 86 и остается на сверхзвуковой скорости.

7. Плоский ГПВРД по п.6, в котором каждая стойка 44 включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76, эффективные для доставки топлива 19 к указанной дозвуковой пилотной части 66 воздуха в указанной пилотной части 43 стойки, а направленные наружу основные топливные форсунки 78 эффективны для доставки указанного топлива 19 к указанной сверхзвуковой части 84 основного воздуха в указанные тракты 86.

8. Плоский ГПВРД по п.7, в котором каждая указанная пилотная часть 43 стойки включает в себя последовательно пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор 54 пламени, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82.

9. Плоский ГПВРД по п.8, в котором указанное множество стоек 44 содержится внутри основного изолятора 14 и проходит со стороны 46 корпуса указанного транспортного средства к стороне 48 обтекателя.

10. Плоский ГПВРД по п.9, в котором указанное пилотное сопло 82 эффективно для того, чтобы направлять выхлопные газы 80 из указанной пилотной части 43 стойки в основную камеру 18 сгорания.

11. Плоский ГПВРД по п.8, имеющий траекторию потока пилотной части 66 воздуха, пересекающую указанную пилотную часть 43 стойки, а указанная траектория потока 84 основного воздуха пересекает указанные тракты 86.

12. Плоский ГПВРД по п.11, в котором основные топливные форсунки 78е, 78f, прилегающие к стенке 92 указанного основного изолятора 14, находятся в состоянии отсутствия потока, в то время как остальные из указанных основных топливных форсунок 78а, 78b находятся в состоянии обеспечения потока.

13. Способ работы плоского ГПВРД для приведения в движение транспортного средства, при этом указанный плоский ГПВРД имеет множество разнесенных стоек 44, разделенных трактами 86, при этом каждая указанная стойка 44, включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 и направленные наружу основные топливные форсунки 78, а пилотная часть 43 стойки заключается в пределах каждой указанной стойки 44, содержащий этапы, на которых делят поток сверхзвукового входящего 16 воздуха на пилотную часть воздуха 66 и основную часть воздуха 84 и заставляют указанную пилотную часть воздуха 66 протекать внутри указанной пилотной части 43 стойки, а указанную основную часть воздуха 84 протекать внутри указанных трактов 86, снижают скорость указанной пилотной части воздуха 66 до дозвуковой 74 и смешивают указанный дозвуковой воздух 74 с топливом 19, подаваемым указанными пилотными топливными форсунками 76, в то время как указанная основная часть 84 воздуха остается на сверхзвуковой скорости, сжигают указанную смесь дозвукового воздуха 74 и топлива 19, соединяют указанную основную часть сверхзвукового воздуха 84 с топливом 19, подаваемым указанными основными топливными форсунками 78, и воспламеняют 43 указанную смесь основной части сверхзвукового воздуха 84 и топлива 19 выхлопными газами 80 от указанного сгорания указанной смеси дозвукового воздуха 74 и топлива 19.

14. Способ по п.13, включающий в себя обеспечение указанной пилотной части 43 стойки последовательно пилотным изолятором 50, пилотным диффузором 52, пилотным стабилизатором 54 пламени, пилотной камерой 56 сгорания и пилотным соплом 82.

15. Способ по п.14, в котором серия ударных волн 68, образованная внутри указанного пилотного изолятора 50, эффективна для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой 74.

16. Способ по п.15, в котором указанная пилотная часть 66 воздуха составляет от 3 до 10% объема указанного потока сверхзвукового входящего 16 воздуха.

17. Способ по п.16, в котором указанное множество разнесенных стоек 44 проходит от стороны 46 корпуса указанного транспортного средства к стороне обтекателя 48 и расположено внутри основного изолятора 19.

18. Способ по п.17, в котором, когда транспортное средство находится на крейсерской скорости, основные топливные форсунки 78е, 78f прилегающие к указанному основному изолятору 14, выключаются, в то время как остальные из указанных основных форсунок 78а, 78b остаются включенными.

19. Способ по п.18, в котором указанная смесь основной части 84 воздуха и топлива 19 воспламеняется 24 указанными выхлопными газами 80 внутри основной камеры 18 сгорания.

20. Пилотная гондола 42 в центре корпуса для осесимметричного двигателя ГПВРД, имеющего последовательно и по движению текучей среды воздухозаборник 16, основной изолятор 14 свободного канала и основную камеру 18 сгорания, при этом указанная пилотная гондола 42 содержит пилотный изолятор 50, расположенный между указанным воздухозаборником 16 и пилотным диффузором 52, указанный пилотный диффузор 52, расположенный между указанным пилотным изолятором 50 и пилотной частью 54, указанная пилотная часть 54, расположенная между указанным пилотным диффузором 52 и пилотной камерой 56 сгорания, причем указанная пилотная гондола 42 в центре расположена по оси симметрии вдоль центральной оси 12 указанного основного изолятора 14 и опирается на множество стоек 44, проходящих от внутренней стенки 92 указанного свободного канала к внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42, при этом геометрия указанной пилотной гондолы эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой, в то время как оставшаяся основная часть 84 воздуха указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную гондолу 42 и остается на сверхзвуковой скорости.

21. Пилотная гондола 42 в центре по п.20, в которой указанное множество стоек 44 включает в себя пилотные топливные форсунки 76, эффективные для подачи топлива 19 к указанному пилотному изолятору 50 и указанной кольцевой пилотной части 54.

22. Пилотная гондола 42 в центре по п.21, в которой основные топливные форсунки 78 расположены на указанной внутренней стенке 92 указанного свободного канала и на внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42.

23. Пилотная гондола 42 в центре по п.21, в которой совокупность указанного множества стоек 44 и указанной пилотной гондолы 42 занимает меньше чем 20% площади поперечного сечения указанного свободного канала.

24. Пилотная гондола 42 в центре по п.22, в которой сопло 82, прикрепленное к указанной пилотной камере 56 сгорания, эффективно для подачи выхлопных газов 80 из указанной пилотной камеры 56 сгорания в указанную основную камеру 18 сгорания.

25. Пилотная гондола 42 в центре по п.24, в которой основные топливные форсунки 78е, 78f, расположенные на указанной внутренней стенке 92 указанного канала, находятся в состоянии отсутствия потока, в то время как остальные из указанных основных топливных форсунок 78а, 78b, 78с, 78d находятся в положении обеспечения потока.

26. Пилотная гондола 42 в центре по п.24, дополнительно включающая в себя топливные форсунки 78d малой скорости вдоль оснований указанных стоек 44.

27. Способ стабилизации пламени двигателя ГПВРД, имеющего последовательно и по движению текучей среды воздухозаборник 16, основной изолятор 14 свободного канала и основную камеру 18 сгорания свободного канала, содержащий поддерживание пилотной гондолы 42 в центре по оси симметрии вдоль центральной оси 12 указанного основного изолятора 14 свободного канала, указанная пилотная гондола 42 включает в себя последовательно и по движению текучей среды вход пилотной части, прилегающий к указанному воздухозаборнику 16, пилотный изолятор 50 свободного канала, пилотный диффузор 52, кольцевую пилотную часть 54 и пилотную камеру 56 сгорания, подачу сверхзвукового потока воздуха к указанной пилотной гондоле 42 в центре через указанный воздухозаборник 16, указанный пилотный изолятор 50, разделяющий указанный поток воздуха на центрально расположенную часть 66 и периферическую часть 84, при этом указанная центральная часть 66 проходит через указанный пилотный изолятор 50 свободного канала и сжимается ударной волной до дозвуковой скорости, а указанная периферическая часть 84 проходит через тракт 86, определяемый наружной стенкой указанной пилотной гондолы 42 и стенкой 92 указанного основного изолятора 14, к указанному свободному каналу указанной основной камеры 18 сгорания, при этом оставаясь на сверхзвуковой скорости, смешивание первой части топлива 19 с указанной дозвуковой центрально расположенной частью 66 указанного потока воздуха внутри указанной кольцевой пилотной части 54 и поджигания этой первой смеси для образования устойчивого пилотного пламени, и смешивание второй части 19 топлива с указанными сверхзвуковыми периферическими частями 84 указанного потока воздуха и использование выхлопных газов 80 из указанного устойчивого пилотного пламени для того, чтобы поддержать поджигание этой второй смеси внутри указанной основной камеры 18 сгорания.

28. Способ по п.27, включающий в себя поддерживание указанной пилотной гондолы 42 множеством стоек 44, проходящих от внешней стенки указанной пилотной гондолы к стенке 92 указанного свободного канала указанного основного изолятора 14.

29. Способ по п.28, включающий в себя протекание топлива 19 через каналы, образованные внутри указанных стоек 44.

30. Способ по п.29, в котором указанное топливо 19 впрыскивается в указанную сверхзвуковую периферийную часть 84 указанного потока воздуха через отверстия 78, образованные в одной или более указанных внешних поверхностях указанной пилотной гондолы, и на указанной стенке указанного основного изолятора 92, и на основаниях указанных стоек 44.

31. Способ по п.30, в котором во время передачи управления ПВРД основные топливные форсунки 76а, 76b, 78с, 78d на внешней поверхности указанной пилотной гондолы и на основаниях указанных стоек 44 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку.

32. Способ по п.30, в котором во время ускорения основные топливные форсунки 78с, 78е, 78f на внешней поверхности указанной гондолы 42 с пилотной частью и на указанной стенке 92 указанного основного изолятора 14 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку в количестве, превышающем стехиометрический объем.

33. Способ по п.30, в котором во время крейсерского режима основные топливные форсунки 76а, 76b, 78с на внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42 и на указанной стенке 92 указанного основного изолятора 14 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку, при этом область, прилегающая к указанной стенке 92, обеспечена обедненным топливом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к тепловым и ядерным силовым установкам, в частности к реактивным двигательным установкам, и может быть использовано для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокотемпературного, высокоскоростного рабочего тела силовой установки.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для передачи механической энергии движения от теплового двигателя внутреннего сгорания к электрогенератору.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструированию турбореактивных двигателей, и может быть использовано в реактивном двигателе, преимущественно Черемушкина О.В.

Изобретение относится к прямоточно-эжекторным двигателям и может использоваться в области ракетно-тактического и ракетно-космического оружия, а также для вывода на околоземные орбиты различных полезных грузов.

Изобретение относится к области космической и специальной техники, а точнее к силовым установкам для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и многоразовых космических транспортных систем (МКТС) с комбинированными и силовыми установками.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования при полетах летательных аппаратов в воздушном пространстве. .

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД)

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор. Вал для передачи крутящего момента проходит через корпус с возможностью вращения вокруг оси и функционально соединен с ротором. Ротор позволяет поддерживать его устойчивое вращение при окружной скорости обода, составляющей приблизительно от 2000 до 5400 футов в секунду. Кольцевая область вокруг ротора и внутри корпуса образует проход для потока. Корпус также включает выпускное отверстие для потока, образующее проход для вытекания высокоэнергетического газа или воздуха наружу из кольцевой области или его втекания в кольцевую область. Вал содержит материал с высокой удельной прочностью на сжатие или растяжение и имеет проходы для потока, обеспечивающие прохождение потока воздуха или газа к ротору или от ротора. Некоторые части вала обмотаны намотками из волоконного жгута из материала с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Ротор окружает часть вала внутри корпуса и имеет проходы для потока газа или воздуха, пропускающие поток в радиальных направлениях и задерживающие поток от ротора в осевом направлении. Ротор содержит материал с высокой удельной прочностью на растяжение и компрессионный материал, сжатый намотками из волоконного жгута с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Материал с высокой удельной прочностью на сжатие функционально соединен с валом сжатием или, по меньшей мере, одной намоткой из волоконного жгута. Аппарат, способный выполнять функции компрессора, в функции компрессора содержит кольцевую область вокруг ротора и внутри корпуса, выполненную с возможностью формирования в процессе работы прохода для воздуха или газа от ротора к выпускному отверстию для потока в корпусе, внутри которого воздух или газ проходит по спирали в радиальном направлении от ротора наружу через кольцевую область и с уменьшением скорости. При этом кольцевая область обеспечивает в процессе работы выход потока воздуха или газа в радиальном направлении от ротора наружу. Реактивный и механический двигатели содержат описанный выше аппарат в качестве компрессора. Изобретение направлено на уменьшение расхода топлива, повышение кпд, снижение выбросов CO2 и снижение стоимости двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил., 8 табл.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) содержит корпус, воздухозаборник с центральным телом, внутри которого установлена топливная форсунка в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, соединенной пилонами с воздухозаборником, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, систему управления и твердотопливный картридж для стартового разгона. Способ организации рабочего процесса в ГПВРД заключается в сжигании твердотопливного заряда картриджа, сжатии воздуха в воздухозаборнике, генерировании внутренних ударных волн в проточной части двигателя, подаче в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, организации пульсирующего режима горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц, расширении продуктов горения в сопле и регулировании режима горения. Изобретение направлено на повышение темпа набора скорости, улучшение полноты сгорания топлива и совершенствование массогабаритных характеристик летательного аппарата с ГПВРД. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему. Воздухозаборник, камера сгорания и сопло образуют газовый тракт двигателя. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Устройство подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов и установлено поперечно в тракте двигателя. Оптическая система размещена в тракте после устройства подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту, отражателей излучения с образованием между отражателями зоны сканирования излучения. На одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения. Устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника. В каждом пилоне выполнены топливный канал, буферная топливная емкость и сопло инжектора, сопряженные гидравлически между собой. Регулятор давления подачи топлива соединен магистралями с топливными каналами каждого пилона. Пары отражателей излучения оптической системы расположены за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов с возможностью образования отдельных зон сканирования. Нижняя граница каждой зоны сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона и направлена от сопла инжектора к выходу камеры сгорания с площадью сканирования, определяемой в соответствии с выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет уменьшить время задержки и температуру воспламенения топливовоздушной смеси, повысить полноту сгорания топливовоздушной смеси. 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее. Так же обеспечивают торможение потока топливной смеси. Торможение осуществляют до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания. Воспламенение топливной смеси осуществляют за счет обеспечения времени пребывания топливной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления горючего. Время пребывания топливной смеси в камере сгорания задают согласно защищаемых изобретением соотношений. Сужение камеры сгорания обеспечивают постепенным или местным уменьшением площади ее поперечного сечения. Изобретение направлено на упрощение процесса воспламенения топливовоздушной смеси при одновременном повышении надежности воспламенения, увеличении полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло. В КС размещены форсунки подачи горючего с возможностью образования топливовоздушной смеси. Площадь входного сечения камеры сгорания выполнена больше площади ее выходного сечения, при этом площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси. Геометрические параметры КС определяются с учетом приведенных в тексте описания соотношений. Превышение площади входного сечения КС над площадью ее выходного сечения может быть обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего или постепенным сужением КС по потоку. Технический результат заключается в повышении надежности и эффективности воспламенения, увеличении полноты и стабильности сгорания топлива, а также увеличении тяги и экономичности двигателя, надежности его запуска и снижении стоимости изготовления двигателя за счет кардинального упрощения конструкции и технологии изготовления. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, заключается в подаче горючего со сверхзвуковой скоростью через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха. Затем воспламеняют топливовоздушную смесь, инициируя цепной механизм горения и энерговыделение в проточном тракте камеры. На границе раздела воздуха и горючего, по меньшей мере на выходе одного из пилонов, формируют струю холодной кислородной плазмы определенного поперечного размера, воздействуя на кислород электрическим разрядом с определенной величиной удельного энерговклада и приведенной напряженностью электрического поля. Изобретение направлено на снижение длины зоны воспламенения и зоны энерговыделения, увеличение тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снижение затрат энергии на процесс инициирования горения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло. Функционирование двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборнике, газификацию твердого горючего в газогенераторе, разложение продуктов газификации в охлаждающем тракте, смешение воздуха и продуктов разложения, воспламенение и сжигание смеси в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле. Также представлен способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом горючем. Изобретение позволяет улучшить массогабаритные характеристики, повысить энергоемкость при быстром и полном сгорании горючего, а также обеспечить надежную защиту и охлаждение стенок камеры дожигания. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 4 ил.
Наверх