Прямоточный реактивный двигатель - прд



Прямоточный реактивный двигатель - прд
Прямоточный реактивный двигатель - прд
Прямоточный реактивный двигатель - прд
Прямоточный реактивный двигатель - прд

 


Владельцы патента RU 2433294:

Пикулев Николай Михайлович (RU)

Прямоточный реактивный двигатель относится к отрасли транспортного машиностроения и предназначен для использования в авиационной технике. Прямоточный реактивный двигатель состоит из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой со свечой зажигания, и удлинительной трубы с сопловым насадком. В стенку камеры сгорания, примыкающую к воздухозаборнику, вмонтирован нагнетательный инжектор. Входной патрубок нагнетательного инжектора присоединен к внутренней полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали. В воздухозаборнике, в зоне скоростного потока воздуха, размещен топливный инжектор, соединенный с топливным баком трубопроводом. Изобретение направлено на повышение надежности работы в эксплуатации, долговечности и упрощение конструкции. 4 ил.

 

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, относится к отрасли транспортного машиностроения.

Из уровня авиационной техники известны реактивные двигатели RU(11) 2303152(13) C1, RU(11) 2305198(13) C1, турбореактивные двигатели RU(11) 2386050 (13) C2, камерные двигатели RU(21) 2008 137338/06 (13), а также конструкции отдельных узлов, входящих в устройство двигателя, таких как: воздухозаборник RU(21) 2008 141712/11 (13)A, инжекторный клапан для топлива RU 2008 139317/06, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU(21) 2008 137660/06 (13)А, система впрыска топлива на задней стенке камеры сгорания RU(21) 2008 138063/06 (13)А, … и др.

Вышеописанные двигатели имеют общий недостаток: сложную конструкцию, жесткий регламент по долговечности, надежности и сильно шумят.

Задачей изобретения является устранение указанных выше недостатков.

Поставленная задача решается конструкцией прямоточного реактивного двигателя, состоящего из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой, снабженной свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, у которого стенка камеры сгорания, примыкающая к воздухозаборнику, снабжена нагнетательным инжектором, который входным патрубком присоединен к полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а воздухозаборник, в зоне скоростного потока воздуха, снабжен топливным инжектором, соединенным трубопроводом с топливным баком самолета, а сам инжектор выполнен кольцевого типа.

На чертежах показаны:

на фиг.1 - продольный осевой разрез двигателя;

фиг.2 - вид В на фиг.1;

фиг.3 - вид А на фиг.1;

фиг.4 - узел 1 на фиг.1.

Прямоточный реактивный двигатель содержит: камеру сгорания 1 грушевидной формы, которая функционально больше схожа с котлом, в которой размещена диафрагма 2, образованная веером лепестков «а», закрученных по спирали, пусковую форсунку 3, снабженную свечой зажигания 4, нагнетательный инжектор 5, соединенный патрубком 6 с полостью высокого давления камеры сгорания, воздухозаборник 7, примыкающий к нагнетательному инжектору и снабженный топливным инжектором 8, расположенным в зоне скоростного потока воздуха, удлинительную трубу 9 с сопловым насадком 10, ребра-кронштейны 11, жестко закрепленные на теле камеры сгорания, на которых крепятся обтекатели 12-13 гондолы самолета.

Пусковая форсунка трубопроводами соединена с топливным баком и баллоном со сжатым воздухом (120 атм.) через эл. клапан и подкачивающую помпу. Свеча зажигания запитана на аккумулятор через кнопку «запуск». Система запуска и рабочая система работают по команде реле - РВ, которое обеспечивает выход двигателя на режим холостого хода. Топливный инжектор соединен с топливным баком через эл. клапан и подкачивающую помпу.

Работа двигателя.

Запуск. Нажимается кнопка «запуск», - срабатывает реле - РВ: включается подкачивающая помпа топлива бака, эл. клапан открывает подачу топлива и сжатого воздуха на пусковую форсунку, подается ток на свечу зажигания, происходит воспламенение топлива в камере сгорания вспышкой. В камере сгорания поднимается давление импульсом, потому что свободному выходу газов в удлинительную трубу препятствует диафрагма, поэтому газы устремляются через свободный объемный патрубок к конусу нагнетательного инжектора, который закачивает воздух из воздухозаборника в камеру сгорания (по принципу, как паровой инжектор закачивает воду в котел паром из этого же котла), эл. клапан открывает доступ топлива к топливному инжектору. Теперь в камеру сгорания закачивается топливная смесь. В работу вступила рабочая система топливообеспечения камеры сгорания. Через минуту отключается пусковая система. Двигатель работает в режиме холостого хода.

Газы из камеры сгорания поступают на диафрагму, закручиваются в межлепестковом пространстве, - энергия давления преобразуется в энергию скорости (зависящую от величины закрутки спирали лепестков диафрагмы), вихревой поток проходит удлинительную трубу, еще раз ускоряется на сопловом насадке, реактивная струя преобразуется в тягу двигателя.

Охлаждение двигателя (в статике) осуществляется за счет движения воздуха в подрубашечной полости, которое организуется разряжением воздуха за сопловым насадком.

Прямоточный реактивный двигатель скомпонован из общеизвестных узлов, показавших в эксплуатации надежность и долговечность. В двигателе нет ни одной движущейся и вращающейся детали.

Результатом такой компоновки двигателя и достигается положительный результат.

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, состоящий из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой со свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, отличающийся тем, что в стенку камеры сгорания, примыкающую к воздухозаборнику, вмонтирован нагнетательный инжектор, входной патрубок которого присоединен к внутренней полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а в воздухозаборнике - зоне скоростного потока воздуха размещен топливный инжектор, соединенный с топливным баком трубопроводом.



 

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 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