Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на порошкообразном металлическом горючем


 


Владельцы патента RU 2439358:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" (RU)

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем содержит систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем, камеру сгорания. В корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего. Камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива. Форкамера и камера окончательного дожигания имеет каналы для подачи воздуха. В форкамере воздушный поток обеспечивает полноту газификации взвеси с коэффициентом избытка воздуха α=0,15…0,3. Изобретение позволяет повысить объемную энергоотдачу двигательной установки за счет полного сжигания топлива в воздушном потоке низкого давления. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) на порошкообразном металлическом горючем (ПМГ).

Применение металлов в качестве горючего обусловлено их высокой активностью, значительным тепловыделением и позволяет создать принципиально новые высокоэффективные прямоточные воздушно-реактивные двигатели для управляемых ракет. Преимущества прямоточных воздушно-реактивных двигателей на порошкообразном металлическом горючем, использующих в качестве окислителя атмосферный воздух, состоят в том, что они обеспечивают высокие тактико-технические характеристики, могут использоваться в широких диапазонах скоростей, при этом они надежны в обращении и хранении.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе, содержащий камеру сгорания, питаемую горючим газом генератора и атмосферным воздухом (патент Франции, FR №2661454, МПК F02K 7/18, 1985 г.).

Недостатком такого двигателя является то, что на больших скоростях полета не обеспечивается полнота сгорания топлива.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является выбранный в качестве прототипа прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего ((МПК 6 F02K 9/70, патент на ПМ №10222 от 17.08.1998 г.), состоящий из системы подачи порошкообразного горючего, реактивной турбины и газопроницаемого поршня.

Недостатком данного устройства является громоздкость конструкции, включающей турбину со шнеком и одинарную камеру сгорания, которая не обеспечивает требуемой полноты сгорания топлива.

Целью предлагаемого изобретения является повышение объемной энергоотдачи двигательной установки путем обеспечения более полного сгорания топлива.

Задача решается за счет того, что предложен прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем, содержащий систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем, камеру сгорания, отличающийся тем, что в корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего, при этом камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива, причем форкамера и камера окончательного дожигания имеют каналы для подачи воздуха.

В первом частном случае исполнения в форкамере воздушный поток обеспечивает полноту газификации взвеси с коэффициентом избытка воздуха α=0,15…0,3.

Во втором частном случае исполнения для возгорания взвеси использован воспламенитель многоразового действия.

В третьем частном случае исполнения в качестве порошкообразного горючего может быть использован гранулированный порошок алюминия.

Предлагаемое устройство позволяет повысить объемную энергоотдачу двигательной установки за счет полного сжигания металловоздушной смеси в воздушном потоке низкого давления.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами.

На чертеже представлена схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя в разрезе.

На чертеже 1 обозначены следующие позиции:

1 - корпус;

2 - газогенератор;

3 - перфорированный поршень;

4 - бак с порошкообразным горючим;

5 - металлическое порошкообразное горючее;

6 - дозатор;

7, 8 - воздушные каналы;

9 - камера предварительного горения (форкамера);

10 - камера окончательного дожигания;

11 - воспламенитель.

ПВРД содержит корпус 1, в котором размещена система запуска (не обозначена), система подачи топлива, содержащая газогенератор 2, вытеснительное устройство в виде перфорированного поршня 3, бак 4 с металлическим порошком 5, дозатор 6, воздухозаборник с отводящими воздушными каналами 7, 8, камеру сгорания (не обозначена), состоящую из камеры предварительного сжигания (форкамеры) 9, камеры окончательного дожигания 10 и воспламенитель многоразового действия 11.

В корпусе 1 ПВРД размещены составные части двигателя, обеспечивающие его работу. Газогенератор 2 для обеспечения работоспособности системы подачи горючего. Система подачи горючего является вытеснительной и включает перфорированный поршень 3, проницаемый для газа и образования газопорошковой взвеси. Для заполнения бака 4 в качестве металлического порошкообразного горючего 5 может использоваться, например, алюминий. При этом дозатор 6 выполнен с возможностью порционной подачи горючего. Воздушные каналы 7, 8 являются частью воздухозаборного устройства и служат для разделения и направления потока атмосферного воздуха в форкамеру 9 и камеру окончательного дожигания топлива 10. При этом в форкамере установлен воспламенитель многоразового действия 11. Полнота сжигания топлива обеспечивается за счет того, что камера сгорания выполнена в виде форкамеры 9 и камеры окончательного дожигания 10.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 работает следующим образом. Запускается стартовый ускоритель и сообщает ракете необходимую начальную скорость, после чего происходит отделение стартового ускорителя с одновременным запуском газогенератора 2, предназначенного для обеспечения подачи порошкообразного горючего 5. Продукты горения из газогенератора 2 под напором газовых потоков поступают через охладитель в вытеснительное устройство, представляющее собой перфорированный поршень 3. Поток газов, фильтруясь через весь объем порошка 5, перемещает его к выпускному отверстию и приобретает состояние взвеси. Перемещение перфорированного поршня 3 препятствует образованию пустот, поддерживая постоянство динамики работы вытеснительной системы. Регулирование подачи порошкообразной взвеси осуществляют при постоянном давлении газа путем изменения проходного сечения дозатора 6, позволяющего изменять тягу двигателя в широких пределах. Конструкция дозатора 6 обеспечивает низкую скорость частиц металла и их равномерную концентрацию в поперечном сечении, что подтверждено экспериментально, специальными датчиками была измерена скорость частиц металла.

В форкамере 9 происходит смешение порошка 5 с первичным потоком воздуха, поступающим по воздушному каналу 7 из воздухозаборника, что позволяет обеспечить стабильное горение в воздушном потоке низкого давления. Смесь горючего с первичным воздушным потоком воспламеняется под действием высокой температуры от воспламенителя многоразового действия, происходит первичное горение металловоздушной смеси. В данном состоянии происходит насыщение порошкообразной взвеси кислородом, получаемым из атмосферного воздуха, часть смеси сгорает, а несгоревшая часть истекает из форкамеры 9 в камеру окончательного дожигания 10. Насыщение металлического порошка кислородом характеризуется коэффициентом избытка воздуха α. Проводимые эксперименты показали, что полнота газификации металловоздушной взвеси осуществляется при коэффициенте избытка воздуха в пределах α=0,15…0,3, при этом длина форкамеры 9 должна составлять не менее 300 мм. Через воздуховод 8 поступает дополнительная порция воздуха в камеру окончательного сжигания, происходит полное выгорание топлива. Наличие двух камер: предварительного горения и окончательного дожигания топлива позволяет достичь полноты сгорания топлива, что значительно повышает объемную энергоотдачу двигательной установки. На выходе из сопла могут быть установлены газовые рули, обеспечивающие управление вектором тяги.

Предлагаемое устройство позволяет повысить объемную энергоотдачу двигательной установки за счет полного сжигания алюминиево-воздушной смеси в воздушном потоке низкого давления.

Реализация перечисленных совокупных признаков позволяет значительно улучшить массогабаритные и энергетические характеристики прямоточного воздушно-реактивного двигателя по сравнению с прототипом.

Техническое решение, предлагаемое к защите патентом, может быть изготовлено на предприятиях, выпускающих подобную продукцию на базе технологии производства уже известных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Процессы, происходящие в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, были смоделированы и успешно прошли испытания на экспериментальных двигательных установках. Проводимые эксперименты подтвердили, что оптимальный размер форкамеры для полноты газификации взвеси составляет не менее 300 мм, при этом коэффициент избытка воздуха в камере предварительного горения находится в пределах α=0,15…0,3.

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем, содержащий систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем, камеру сгорания, отличающийся тем, что в корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего, при этом камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива, причем форкамера и камера окончательного дожигания имеет каналы для подачи воздуха.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в форкамере воздушный поток обеспечивает полноту газификации взвеси с коэффициентом избытка воздуха α=0,15…0,3.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что для возгорания взвеси использован воспламенитель многоразового действия.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве порошкообразного горючего может быть использован гранулированный порошок алюминия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. .

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов (ЛА) больших скоростей полета.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей. С внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя. Элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом. Изобретение позволяет повысить надежность работы выгораемого сопла на разгонном режиме работы двигателя и повысить скорость перехода к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания. Питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой. Коаксиальная стенка образует экран, определяющий кольцевую зону впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. Экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку или пористую стенку. Изобретение направлено на охлаждение камеры сгорания. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство включает заглушку воздушно-реактивного двигателя для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме. Заглушка расположена на входе в воздухозаборное устройство, имеет обтекаемую аэродинамическую форму, выполнена сбрасываемой и содержит пиротолкатель для ее сброса. Пиротолкатель состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня. Толкающий поршень выполнен с возможностью перекрытия своим торцом канала расположения сбрасываемого с заглушкой поршня. Изобретение позволяет упростить конструкцию заглушки и механизма ее удаления, а также повысить надежность последнего. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения. Нагрев топлива происходит в теплообменнике, находящемся в стенках камеры сгорания или непосредственно в камере сгорания. Гиперзвуковой двигатель содержит два контура, две камеры сгорания, и одно общее реактивное сопло. Второй контур имеет профиль кольцевого прямоточного двигателя, в котором компрессор второго контура находится перед камерой сгорания. Диффузор первого контура является центральным телом кольцевого входного устройства для второго контура и может иметь возможность продольно перемещаться для настройки входного устройства. Изобретение направлено на обеспечение бесперебойной работы прямоточного двигателя и предупреждение срыва пламени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки. Камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием и снабжена зарядом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения. Окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками. Стабилизаторы пламени размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками. Механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака в камеру сгорания. Изобретение направлено на уменьшение времени разгона и увеличение конечной скорости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом. Часть сбрасываемого с заглушкой поршня расположена внутри основного толкающего поршня, а сопряжение их центрирующих поверхностей выполнено с минимальным зазором. Внутри основного толкающего поршня расположен вспомогательный толкающий поршень, упирающийся своим торцем в торец сбрасываемого с заглушкой поршня. Основной толкающий поршень имеет разжимное пружинное кольцо, а в корпусе пиротолкателя имеется канавка для разжимного пружинного кольца. Изобретение позволяет повысить надежность работы пиротолкателя и обеспечить фиксацию толкающего поршня в корпусе пиротолкателя после его срабатывания. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх