Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом

Авторы патента:


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

 


Владельцы патента RU 2413859:

АЭРОДЖЕТ-ДЖЕНЕРАЛ КОРПОРЕЙШН (US)

Двигатель с комбинированным циклом содержит стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД) и линию питания. Двухрежимный ПВРД имеет множество пилонов, несущих первичные эжекторные двигатели малой тяги, прикрепленные к их задней кромке. Линию питания соединяет стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя с двухрежимным ПВРД так, чтобы обеспечить подачу выпускного воздуха турбокомпрессора к первичным эжекторным двигателям. Стартовый ускоритель и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы создавать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов. Изобретение позволяет повысить тягу. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Это изобретение относится к системе двигателя с комбинированным циклом, которая объединяет турбореактивный или другой двигатель стартового ускорителя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД, DMRJ) для предоставления возможности эффективной работы от взлета до гиперзвуковых скоростей, а более точно, от 0 махов на уровне моря до 5+ махов на большой высоте над уровнем моря.

Традиционный двухрежимный ПВРД не может создавать силу тяги, чтобы разгонять себя до сверхзвуковых скоростей. Двухрежимный ПВРД должен ускоряться на старте некоторым другим движущим элементом, таким как турбореактивный двигатель (ТРД, TJ). Когда двигателем стартового ускорителя является турбореактивный (турбинный) двигатель, двигатель с комбинированным циклом рассматривается как двигатель с турбинным комбинированным циклом или TBCC. Если стартовым ускорителем является ракетный двигатель, он рассматривается как двигатель с ракетным комбинированным циклом или RBCC. В концепциях гиперзвукового транспортного средства многократного использования предшествующего уровня техники предполагается, что турбинные двигатели у двигателя TBCC должны вырабатывать всю силу тяги на дозвуковых и низких сверхзвуковых скоростях. На несколько более высоких скоростях приводится в действие двухрежимный ПВРД, чтобы вырабатывать требуемую силу тяги, а ТРД заглушается на приблизительно той же самой скорости и выводится из потока. Сила тяги ТРД, в качестве единственного движущего средства во время основной части разгона, накладывает довольно большие требования на технологии ТРД. Двигатели с комбинированным циклом предшествующего уровня техники имеют небольшой или никакого вклада силы тяги двухрежимного ПВРД на скоростях ниже 3-4 махов. Наивысшая потребность в силе тяги для этих транспортных средств возникает во время разгона с дозвуковых на сверхзвуковые скорости. Эта так называемая «околозвуковая» скорость имеет наибольшее аэродинамическое сопротивление для преодоления. Из вышеизложенного видно, что чем больше вклад силы тяги от двухрежимного ПВРД во время разгона, тем меньшие требования накладываются на турбинный двигатель.

Современная технология турбинных двигателей пригодна для скоростей вплоть до 2,5 махов. Выше этой скорости температура воздуха становится слишком высокой, чтобы давать возможность высокого коэффициента давления компрессора без превышения температурных ограничений входа турбины. Это имеет следствием уменьшение воздушного потока и силы тяги двигателя. Высокоскоростной высотный самолет-разведчик СР-71 производства компании «Локхид» был способен летать на приблизительно 3,25 махах, обводя некоторое количество воздуха вокруг конечных ступеней компрессора в двигателе J-58 компании «Пратт энд Уитни». Это разгружало компрессор, снижая увеличение теплоты сгорания, требуемое выше по потоку от турбины. Такой цикл двигателя рассматривается как турбопрямоточный, поскольку большая часть силы тяги на высоких числах маха вырабатывается в форсажной камере ниже по потоку от турбины. Этот цикл двигателя не является предпочтительным циклом для системы TBCC, которой понадобился бы третий тракт для работы двухрежимного ПВРД. Поскольку тракт двухрежимного ПВРД должен работать на скоростях выше тех, которые может выдерживать ТРД, воздушный поток двухрежимного ПВРД должен полностью обходить ТРД. Одной из важных проблем с двигателями TBCC предшествующего уровня техники является требование, чтобы турбинный двигатель работал до 4 махов или выше. Это создает большое техническое противоречие для разработки чисто турбореактивного двигателя, который может работать с высокой силой тяги на 4 махах или выше. Сила тяги, которую может вырабатывать ТРД, как функция числа Маха, является зависящей от применяемых технологий. Для работы на 4 махах с высокой силой тяги необходимы передовые высокопрочные высокотемпературные материалы, которых в настоящее время нет в распоряжении.

Когда вне работы проток двухрежимного ПВРД увеличивает аэродинамическое сопротивление транспортного средства, если воздух протекает через тракт или вокруг него. На скоростях типично ниже 5 махов сопло TBCC является чрезмерно расширенным (слишком большим), что снижает суммарную силу тяги. Увеличение размера стартового ускорителя для создания достаточной силы тяги, чтобы преодолевать аэродинамическое сопротивление транспортного средства и неработающего двухрежимного ПВРД, имеет последствия тяжелого полета, обусловленные большим собственным весом транспортного средства и сокращенным имеющимся в распоряжении объемом топлива. Публикация заявки на выдачу патента США под номером US 2006/0107648 A1 на имя Булмана и других раскрывает TBCC, имеющий объединенный воздухозаборник, который направляет поток воздуха в элементы как стартового ускорителя, так и двухрежимного ПВРД.

Известно, что сила тяги в двухрежимном ПВРД на низких скоростях ограничена вследствие низкого лобового давления и раннего теплового дросселирования камеры сгорания. Обращаем внимание на каждый из ограничивающих факторов по силе тяги TBCC на низких числах Маха.

Сила тяги от дозвуковой до низкой сверхзвуковой скорости - в качестве цикла сжатия скоростным напором двухрежимный ПВРД имеет небольшой потенциал силы тяги на низких скоростях. Для типичных гиперзвуковых транспортных средств с приводом от двигателя с комбинированным циклом аэродинамическое сопротивление на околозвуковых скоростях (0,8-1,3 махов) обычно является большим, чем могут давать турбинные двигатели. Необходима дополнительная сила тяги, но установка большего турбореактивного двигателя является нежелательной на чувствительном к весу и объему гиперзвуковом транспортном средстве.

Сила тяги от низкой сверхзвуковой скорости до 4 махов - двухрежимные ПВРД предшествующего уровня техники содержат расходящуюся камеру сгорания ПВРД и изолятор для предоставления возможности работы с тепловым сужением. Эти двигатели обычно не способны к выработке полезной силы тяги значительно ниже приблизительно 4 махов. Первым фактором является низкая способность прироста давления воздухозаборника/изолятора на низких скоростях. Второй фактор состоит в том, что на низких скоростях и типичных соотношениях площадей камеры сгорания прирост давления для заданного топливного коэффициента эквивалентности повышается на низких сверхзвуковых скоростях. Фиг.1 показывает рост температуры до теплового дросселирования двухрежимного ПВРД в качестве функции скорости и соотношения площадей (AR) камеры сгорания. Типичный двухрежимный ПВРД предшествующего уровня техники имеет небольшое AR, порядка 2 (опорная линия 10), пригодное для более высоких скоростей. Сила тяги двигателя находится в прямой зависимости от роста температуры. Если добавляется слишком много теплоты в камере сгорания с низким AR, давление камеры сгорания будет превышать возможность воздухозаборника, и воздухозаборник будет препятствовать запуску. Это несоответствие между имеющимся в распоряжении давлением и противодавлением камеры сгорания препятствует практической силе тяги у двухрежимного ПВРД предшествующего уровня техники. Ниже 4 махов камера сгорания с высоким соотношением площадей улучшает эту ситуацию (опорная линия 12), но недостаточна для высокоскоростной работы, поскольку она увеличивает смоченную площадь, открытую высокоскоростному потоку с высоким теплосодержанием - увеличивая вес двигателя и тепловую нагрузку наряду со снижением силы тяги на высокой скорости.

Объединенная сила тяги двигателя с комбинированным циклом - типичные гиперзвуковые крейсерские транспортные средства имеют настолько большую площадь выходного сечения сопла, насколько возможно, поскольку, на крейсерской скорости выпуск является недорасширенным, а сила тяги и удельный импульс Isp повышаются при больших соплах. Значит на низких скоростях выпуск является чрезмерно расширенным, а сила тяги и Isp являются меньшими, чем они были бы при меньшем сопле. Одно из решений для этой проблемы, создающее больший объем газа, чтобы помогать заполнять и создавать давление на сопле, раскрыто в патенте США под №6568171 на имя Булмана.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Соответственно цель изобретения состоит в том, чтобы предложить двигатель, который работает и вырабатывает полную требуемую силу тяги транспортного средства ниже 4 махов. Признак этой цели состоит в том, что гиперзвуковое транспортное средство с комбинированным циклом становится более перспективным, тем самым сберегая дополнительные затраты на освоение транспортных средств и двигателей. Одним из таких двигателей является двигатель с турбинным комбинированным циклом (TBCC), имеющий как турбину, так и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД). Турбина и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы давать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов.

В то время как TBCC разгоняет транспортное средство от 0 махов до сверх 4 махов, от 0 махов до приблизительно 2 махов, приточный воздух, подаваемый в двухрежимный ПВРД, ускоряется первичными эжекторными двигателями малой тяги, которые могут принимать окислитель из бортовых баков с окислителем либо из выпускного воздуха турбокомпрессора. В то время как TBCC дополнительно разгоняет транспортное средство от приблизительно 0 махов до сверх 4 махов, выпуск из турбины и выпуск из двухрежимного ПВРД объединяются в общем сопле, расположенном ниже по потоку от части камеры сгорания двухрежимного ПВРД, функционирующей в качестве аэродинамического дросселя.

Подробности одного или более вариантов осуществления изобретения изложены на прилагаемых чертежах и в описании, приведенном ниже. Другие признаки, цели и преимущества изобретения будут очевидны из описания и чертежей, а также из формулы изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 иллюстрирует допустимый рост температуры камеры сгорания в качестве функции числа Маха полета и соотношения площадей камеры сгорания.

Фиг.2 иллюстрирует двигатель TBCC, сконфигурированный для разгона из неподвижного состояния до низкой сверхзвуковой скорости, в соответствии с изобретением.

Фиг.3 иллюстрирует улучшение в силе тяги и Isp в качестве функции прироста эжекторного ПВРД.

Фиг.4 иллюстрирует двигатель TBCC, сконфигурированный для разгона с низкого сверхзвука до приблизительно 4 махов.

Фиг.5 иллюстрирует, каким образом недорасширенная струя перекрывает свою идеальную площадь потока.

Одинаковые номера и обозначения ссылок на различных чертежах указывали на идентичные элементы.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Это изобретение улучшает рабочие характеристики двигателя с комбинированным циклом во время критического ускорения от трогания с места до подхвата ПВРД и включает в себя два элемента, которые значительно повышают объединенную тягу компонентов стартового ускорителя и двухрежимного ПВРД при параллельной работе (0-3+ махов). На скоростях ниже тех, где ПВРД обычно является допускающим эксплуатацию, отбираемый от турбокомпрессора воздух или находящиеся на борту окислители используются для приведения в действие небольших первичных эжекторных двигателей малой тяги для порождения воздушного потока в протоке двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и создания силы тяги, как широко известный эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (эжекторный ПВРД, ERJ). В дополнение, объединяются потоки двухрежимного ПВРД и стартового ускорителя совместно действующим образом для повышения общей силы тяги двигателя. При этом объединении выпуски обоих двигателей сливаются в общее сопло. Недорасширенный выпуск турбины используется для создания аэродинамического дросселя для двухрежимного ПВРД. Эта технология решает критическую проблему с низкоскоростным двухрежимным ПВРД, обеспечивая большую площадь камеры сгорания, и повышает силу тяги без препятствия запуску воздухозаборника. Это дает возможность более высокой температуры сгорания в потоке двухрежимного ПВРД, которая увеличивает объем газов в сопле, повышая давление и силу тяги наряду со снижением потерь от чрезмерного расширения. Далее обсуждается объединение камеры сгорания и сопла. Требования к силе тяги и технологии турбореактивного двигателя с высоким числом Маха могут снижаться посредством использования сборки двигателя двухрежимного ПВРД, которая обеспечивает высокую силу тяги на низких скоростях для вклада в суммарную силу тяги транспортного средства.

Это изобретение является усовершенствованной силовой установкой с комбинированным циклом, которая более полно и эффективно комбинирует работу двигателей стартового ускорителя и двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Параллельная работа двухрежимного ПВРД с двигателем стартового ускорителя улучшается применением эжекторного насоса на низких скоростях и более высокого соотношения площадей камеры сгорания двухрежимного ПВРД на средних скоростях посредством аэродинамического дросселирования с помощью выпуска камеры сгорания. Объединенные потоки сопла более эффективны, чем отдельные сопла.

Во время перехода с дозвуковой на силу тяги низкого сверхзвука, для осуществления вклада в силу тяги, когда он наиболее необходим, двухрежимный ПВРД преобразуется в эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (эжекторный ПВРД). Со ссылкой на фиг.2, эжекторные первичные двигатели 34 малой тяги снабжаются окислителем из одного или двух источников. Бортовые баки 31 с окислителем являются одним из источников. Эта конфигурация с комбинированным циклом названа двигателем с турбинным/ракетным комбинированным циклом (T/RBCC). Второй источник должен отбирать небольшое количество выпускного воздуха компрессора (отводимого из компрессора воздуха) (~10%) из турбореактивного двигателя 30. Окислитель подается линиями 30a и 31a питания. Эжекторные первичные части расположены на задней кромке пилонов 36 в двухрежимном ПВРД. Фиг.2 иллюстрирует обе концепции.

Двигатель 20 TBCC имеет обращенный вперед воздухозаборник 22 с внутренней линией 24 воздушного потока, которая разделяет приточный воздух на первую часть 26 воздушного потока и остаточную часть 28 воздушного потока. Первая часть воздушного потока, которая, на низких скоростях, номинально содержит 80% объема воздуха, питает турбинный двигатель 30. Остаточная часть 28 воздушного потока входит в камеру 32 сгорания двухрежимного ПВРД, которая, при низких скоростях (ниже приблизительно 2 махов), используется в качестве эжектора/смесителя. Порожденный вторичный воздух ускоряется множеством первичных эжекторов 34. Первичные эжекторы работают согласно широко известным принципам эжекторной подкачки благодаря вязкостной связи между первичным и вторичным потоками.

Первичные эжекторы 34 расположены на задних кромках пилонов 36. Топливные форсунки (не показаны) расположены так, чтобы впрыскивать топливо в двухрежимный ПВРД поблизости от области 38 эжекторного смешения. Типично, эти топливные форсунки также расположены на задних кромках пилонов 36 или вдоль стенок 40 области 38 эжекторного смешения. Смесь топлива/воздуха воспламеняется подходящим запальником (не показан) и сжигается в эжекторной камере 42 сгорания.

Удаление отбираемого от компрессора воздуха из турбореактивного двигателя 30 вызывает потерю тяги турбореактивного двигателя, но процесс эжекторной подкачки порождает приблизительно трехкратный значительный дополнительный воздушный поток через проток двухрежимного ПВРД на низких скоростях. Последующее сжигание этого дополнительного воздуха имеет следствием 10-20% повышение суммарной силы тяги двигателя. Isp незначительно падает вследствие низкого давления в двухрежимном ПВРД, но суммарный действующий Isp (Ieff) повышается. Ieff=(F-D)/(расход топлива). Фиг.3 показывает, каким образом сила тяги и Isp должны меняться в зависимости от прироста эжекторного ПВРД.

Во время разгона с низкого сверхзвука (около 2 махов) до приблизительно 4 махов для того, чтобы повышать силу тяги двухрежимного ПВРД, при заданном его распределенном воздушном потоке, необходимо сжигать большее количество топлива, не побуждая воздухозаборник препятствовать запуску. Это требует большей площади камеры сгорания, чтобы избегать преждевременного теплового дросселирования, как обсуждено ранее. Как показано на фиг.4, в нашей концепции объединенного двигателя применяем конструкцию сопла, которая использует выпускную струю стартового ускорителя для создания аэродинамического блокирования или вторичного сужения ниже по потоку от выхода камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД с низким AR в пределах сопла двухрежимного ПВРД. Этот аэродинамический дроссель, расположенный в значительной степени сзади в общем сопле 42, создает дополнительную площадь потока камеры сгорания (и расстояние), предоставляя большему количеству топлива возможность сжигаться без препятствия запуску воздухозаборника. Поскольку может сжигаться большее количество топлива, чем без этой технологии, значительно более высокая сила тяги двухрежимного ПВРД на низкой скорости является результатом без неблагоприятных последствий на более высоких скоростях.

Фиг.4 иллюстрирует двигатель 20 TBCC, сконфигурированный для непрерывного разгона с низкого сверхзвука (~2 маха) до приблизительно 4 махов. Ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД находится общее сопло 42. Выпуск 46 из двигателя 30 стартового ускорителя направлен через сужение 44 вдоль наружной стенки общего сопла 42. Заслонка 48 сопла открывается во время этой фазы полета, давая выпуску 46 возможность втекать в общее сопло 42, образуя аэродинамический дроссель 50.

Поскольку выпуск 46 стартового ускорителя вводится в общее сопло 42, площадь потока, оставшаяся для потока двухрежимного ПВРД, уменьшается. Выбирая расположение сопла двигателя стартового ускорителя и его степени расширения, можем создавать аэродинамическое сужение 50 с большей площадью, чем могла бы быть возможной без этого взаимодействия выпусков. Большая площадь сужения дает возможность большего роста температуры на низких скоростях. Способствующим этому эффекту является использование выходного давления недорасширенного сопла стартового ускорителя. Когда поток сопла стартового ускорителя является недорасширенным, его выходное давление является большим, чем доминирующее давление в сопле 42 двухрежимного ПВРД. По мере того, как поток стартового ускорителя выходит из его сопла, он будет расширяться даже дальше, чем площадь его идеального равновесного потока. Этот процесс подобен блокировке Фабри, встречаемой в эжекторном прямоточном воздушно-реактивном двигателе. Фиг.5 показывает, каким образом недорасширенная струя перекрывает свою идеальную площадь потока. Это перекрытие струи предоставляет соплу двигателя стартового ускорителя возможность быть расположенным дальше назад в сопле двухрежимного ПВРД, еще больше повышая действующее соотношение площадей камеры сгорания и силу тяги двухрежимного ПВРД. Эта технология является усовершенствованием использования большого сложного и тяжелого сопла с изменяемой геометрией для достижения такого же результата.

На фиг.5:

Ae - выходная площадь сопла стартового ускорителя.

AP - фактическая площадь выпускной струи стартового ускорителя.

Api - идеальная площадь выпускной струи стартового ускорителя (P=PS).

К - коэффициент превышения струи.

PC - суммарное давление выпуска стартового ускорителя.

Pe - выходное давление сопла стартового ускорителя.

PS - действующее давление струи.

Υr - коэффициент удельной теплоемкости выпуска стартового ускорителя.

Когда на сверхзвуковых скоростях (меньших чем 5 махов) параллельная работа камеры сгорания двухрежимного ПВРД с большим добавлением тепла формирует больший объем газа, который помогает заполнять и повышать давление на общем сопле 42. В типичном случае 2,5 махов выходное давление сопла увеличивается с приблизительно 1/3 внешней среды до приблизительно 76% давления окружающей среды добавлением потока двухрежимного ПВРД. Как раскрыто в US 6568171, сила тяги обоих потоков повышается. Объединенная сила тяги повышается вплоть до приблизительно на 100% выше, чем у стартового ускорителя в одиночку (если используемым стартовым ускорителем был эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель без ракетных двигателей), если бы он должен был наполнять сопло самостоятельно.

Были описаны несколько вариантов осуществления настоящего изобретения. Тем не менее, будет понятно, что различные модификации могут быть произведены, не выходя из сущности и объема изобретения. Например, ракетный двигатель или другой ускоритель на низких скоростях может использоваться вместо турбинного двигателя, не отходя от принципов изобретения. Соответственно другие варианты осуществления находятся в объеме последующей формулы изобретения.

1. Двигатель 20 с комбинированным циклом, содержащий стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД), имеющий множество пилонов, несущих первичные эжекторные двигатели малой тяги, прикрепленные к их задней кромке, и линию питания, соединяющую стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя с двухрежимным ПВРД так, чтобы обеспечить подачу выпускного воздуха турбокомпрессора к первичным эжекторным двигателям, при этом стартовый ускоритель 30 и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы создавать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов.

2. Двигатель 20 по п.1, в котором стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный ПВРД имеют общий воздухозаборник 22.

3. Двигатель 20 по п.2, в котором общий воздухозаборник 22 включает в себя линию 24 воздушного потока, действующую для отведения части входящего воздуха 28 в двухрежимный ПВРД, а оставшейся части входящего воздуха 26 - в стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя.

4. Двигатель 20 по п.3, дополнительно включающий в себя бортовые баки 31 с окислителем, присоединенные к первичным эжекторным двигателям 34 малой тяги.

5. Двигатель 20 по п.3, в котором стартовый ускоритель 30 присоединен к двухрежимному ПВРД для подачи выпускного воздуха турбокомпрессора в первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги.

6. Двигатель 20 по п.3, в котором выпуск 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя эффективно снижает площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД через общее сопло 42, расположенное ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

7. Двигатель 20 по п.6, в котором общее сопло 42 имеет большую площадь поперечного сечения, чем камера 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

8. Двигатель 20 по п.7, в котором заслонка 48 сопла действует с возможностью управления объединением выпуска 46 стартового ускорителя и выпуска двухрежимного ПВРД.

9. Двигатель 20 по п.1, в котором выпуск воздуха из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя снижает площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД в общем сопле 42, расположенном ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

10. Двигатель 20 по п.9, в котором общее сопло 42 имеет большую площадь поперечного сечения, чем камера 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

11. Двигатель по п.10, в котором заслонка 48 сопла действует с возможностью управления объединением выпуска 46 стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя и выпуска двухрежимного ПВРД.

12. Способ для разгона транспортного средства от 0 махов до сверх 4 махов, содержащий этапы, на которых:
а) оснащают транспортное средство двигателем 20 с комбинированным циклом, который включает в себя стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя, имеющего объединенный воздушный поток с двухрежимным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (двухрежимным ПВРД), причем стартовый ускоритель 30 и двухрежимный ПВРД имеют общий воздухозаборник 22, который включает в себя линию 24 воздушного потока, действующую для отведения первой части входящего воздуха 26 в двухрежимный ПВРД, а оставшейся части входящего воздуха 28 - в стартовый ускоритель 30, при этом двухрежимный ПВРД имеет множество пилонов 36, несущих первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги, прикрепленные к их задней кромке;
b) от 0 махов до приблизительно 2 махов ускоряют первую часть приточного воздуха 26 в первичных эжекторных двигателях 34 малой тяги; и
c) от приблизительно 0 махов до сверх 4 махов используют выпуск 46 из стартового ускорителя 30 для уменьшения площади потока, имеющейся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД в общем сопле 42, расположенном ниже по потоку от части 32 камеры сгорания двухрежимного ПВРД.

13. Способ по п.12, в котором на этапе (b) окислитель для питания упомянутых первичных эжекторных двигателей 34 малой тяги подается из бортовых баков 31 с окислителем либо из выпускного воздуха 46 компрессора стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя.

14. Способ по п.13, в котором приблизительно 10%, по объему, упомянутого выпускного воздуха компрессора подается в первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги.

15. Способ по п.14, заключающийся в том, что снабжают общее сопло 42 площадью поперечного сечения большей, чем упомянутая часть 32 камеры сгорания упомянутого двухрежимного ПВРД, и аэродинамическим дросселем 50.

16. Способ по п.15, в котором аэродинамический дроссель 50 приводится в действие выпуском 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, уменьшая площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и дроссель 50 выводится из работы отделением выпуска 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя от выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

17. Способ по п.12, заключающийся в том, что снабжают общее сопло 42 площадью поперечного сечения большей, чем камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и аэродинамическим дросселем 50.

18. Способ по п.17, в котором аэродинамический дроссель 50 приводится в действие выпуском 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, уменьшая площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и дроссель 50 выводится из работы уменьшением объема выпуска 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, объединенного с выпуском из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.

19. Способ по п.18, в котором заслонка 48 сопла открывается для приведения в действие аэродинамического дросселя 50, и заслонка сопла закрывается для выведения из работы аэродинамического дросселя 50.



 

Похожие патенты:

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.

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

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).

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.

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

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

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

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 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.

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.

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.
Наверх