Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей



Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей
Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей
Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей

 


Владельцы патента RU 2517940:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение в целом относится к сверхзвуковому двигателю, то есть к использованию как ракетного двигателя, так и воздушно-реактивного двигателя типа прямоточного воздушно-реактивного или сверхзвукового воздушно-реактивного двигателя. Двигатель в ракетном режиме используется для разгона судна до сверхзвуковой скорости, достаточной для его работы в режиме прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В частности, изобретение относится к установке нескольких ракетных двигателей особого типа в прямоточном воздушно-реактивном двигателе для получения прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который имеет очень длительный срок службы и может использоваться неоднократно.

Уровень техники

Расположение нескольких малых ракетных двигателей в прямоточном воздушно-реактивном двигателе известно, например, из статьи автора W.B. Scott, опубликованной в журнале "Aviation Week and Space Technology" от 5 июля 1999 г. Однако в статье остается нераскрытой конкретная конструкция таких малых ракетных двигателей.

Главная проблема состоит в охлаждении камер сгорания и сопел таких малых ракетных двигателей с учетом того, что температура продуктов сгорания превышает 3000 К. Это делает обеспечение срока службы таких систем весьма проблематичным, особенно если желательно получить устройство многократного использования.

Раскрытие изобретения

Изобретение позволяет решить эту проблему за счет выбора особого типа используемых ракетных двигателей.

Более конкретно, изобретение обеспечивает сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания, причем питаемый смесью компонентов топлива ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой, которая образует экран, образующий кольцевую зону впрыска топлива, расположенную на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца.

Камера сгорания ракетного двигателя, по существу, образована объемом внутри экрана, а способ впрыска топлива обеспечивает его охлаждение.

Такая конструкция обеспечивает возможность бокового впрыска всего топлива или обогащенной топливно-газовой смеси через стенку экрана. В данном способе использован принцип охлаждения, называемый «выпотеванием». Этот способ впрыска топлива позволяет обеспечить простое охлаждение стенки камеры сгорания за счет формирования защитной пленки. При этом можно выполнить ракетные двигатели малого диаметра и сгруппировать их в узкие пилоны с рядным расположением сопел. «Пилон» составлен из множества ракетных двигателей, установленных бок о бок параллельно в один ряд. Такие пилоны могут быть расположены таким образом, чтобы образовать решетку, установленную в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эта решетка оказывает относительно низкое сопротивление воздушному потоку.

Таким образом, например, стенка камеры сгорания при необходимости охлаждается посредством создания пленки обогащенной водородно-газовой смеси, которая впрыскивается сбоку и защищает стенку камеры сгорания. До настоящего времени этот тип охлаждения недооценивали, поскольку в принципе он снижает эффективность единичного ракетного двигателя данного типа. Однако в случае установки внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя эти потери компенсируются дальше по потоку смешиванием излишнего топлива (т.е. водорода, использованного для охлаждения) с воздухом, проходящим через прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и последующим сгоранием. В результате в целом изобретение обеспечивает показатели, по меньшей мере, равные, если не превосходящие показатели традиционных ракетных двигателей, питаемых смесью кислорода и водорода.

Краткий перечень чертежей

Далее со ссылками на прилагаемые чертежи изобретение будет подробно описано на не имеющем ограничительного характера примере выполнения ракетного двигателя и сверхзвукового воздушно-реактивного двигателя, оснащенного множеством таких ракетных двигателей.

На чертежах:

фиг.1 схематично изображает ракетный двигатель по изобретению в продольном сечении,

фиг.2 изображает в перспективе с вырывом и разрезом переднюю часть пилона ракетных двигателей,

фиг.3 схематично изображает сверхзвуковой реактивный двигатель по изобретению.

Осуществление изобретения

На фиг.1 и 2 представлен ракетный двигатель 11, пригодный для установки в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, который будет описан дальше.

Ракетный двигатель 11 содержит корпус 12 в целом цилиндрической формы с заостренной спереди носовой частью 15 и выходным соплом 17, которое имеет горловину 19, образующую ограничитель потока для повышения скорости истекающих газов. Форсунка 21 впрыска окислителя расположена на оси спереди и выходит в камеру 23 сгорания, которая здесь имеет в целом цилиндрическую форму и расположена между отверстием форсунки 21 (спереди) и соплом 17 (сзади). Стенка 27 камеры 23 сгорания коаксиальна стенке корпуса 12. Эти две стенки образуют между собой кольцевое цилиндрическое пространство 29.

В описываемом примере выполнения ракетный двигатель 11 образует часть пилона 39, объединяющего множество сходных ракетных двигателей, расположенных продольно бок о бок. Такой пилон содержит передний блок 14, образующий заостренную носовую часть 15 всех ракетных двигателей, и задний блок 13, объединяющий все выходные сопла 17. Два боковых листа 16 соединяют передний блок 14 и задний блок 13. Они обеспечивают обтекаемую форму пилона 39 и защищают корпуса 12 всех ракетных двигателей.

Дальше подробно описана конструкция пилона.

Согласно важной конструктивной особенности изобретения стенка 27 камеры сгорания выполнена в виде сетчатого экрана, и пространство 29 между двумя стенками образует кольцевую зону впрыска топлива, которая, таким образом, расположена на большей части длины корпуса. Топливная форсунка 33 расположена спереди. Она сообщается с пространством 29. Термин «сетчатый» означает, что стенка пропускает топливо или обогащенную топливно-газовую смесь через множество отверстий, распределенных по всей поверхности стенки. Такой экран может быть образован пористым материалом или цилиндром, содержащим отверстия 34 малого диаметра, как это показано на чертеже. Данная конструкция обеспечивает охлаждение стенки посредством «выпотевания» с образованием вдоль внутренней поверхности экрана защитной пленки топлива, что обеспечивает стойкость стенки, несмотря на высокую температуру в камере 23 сгорания.

Распределение отверстий перфорации может быть переменным по длине камеры сгорания для получения достаточной пленки, в том числе для защиты горловины 19.

Предпочтительно предусмотрены дополнительные средства 35 впрыска обогащенной топливно-газовой смеси. Эти средства сообщаются с камерой сгорания непосредственно перед горловиной 19, чтобы повысить эффективность защитной пленки, движущейся по стенке горловины. Обогащенная топливно-газовая смесь может подаваться от того же источника, который питает камеру сгорания, или быть более холодной благодаря подаче дополнительного количества топлива.

Кроме того, в пространстве вокруг горловины 19 предусмотрены каналы 37 для подачи и впрыска топлива. Целесообразность устройства этих каналов и их конструкция описаны дальше.

Такой ракетный двигатель может функционировать за счет реакции двух топливных компонентов, например, обогащенной водородно-газовой смеси в качестве проходящего через экран топлива и жидкого кислорода в качестве окислителя.

Как показано на фиг.2 и 3, конструкция ракетного двигателя вследствие его малого диаметра пригодна для реализации узких пилонов 39 и получения плотной решетки пилонов, которая оказывает низкое сопротивление воздушному потоку внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя 40, выше по потоку его камеры 42 смешивания и сгорания.

Как показано на фиг.3, множество описанных выше ракетных двигателей установлено внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя 40. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит вход 41 для воздуха, камеру 42 сгорания, которая принимает топливо прямоточного воздушно-реактивного двигателя, и выходное сопло 43. Средства впрыска топлива прямоточного воздушно-реактивного двигателя не показаны. Вход для воздуха сообщается с камерой сгорания. Ракетные двигатели 11 установлены в воздушном потоке выше по потоку камеры 42 сгорания. Они расположены параллельно направлению истечения газа.

Как показано на чертежах, ракетные двигатели 11 установлены бок о бок в пилонах, причем каждый пилон расположен поперечно воздушному потоку. Заостренная носовая часть 15 является общей для всех ракетных двигателей одного пилона. Она имеет в целом форму заостренного спереди ребра и содержит канал 45 подачи топлива и канал 47 подачи окислителя. Канал 45 подачи топлива сообщается со всеми кольцевыми пространствами 29, а канал 47 подачи окислителя сообщается со всеми камерами 23 сгорания с помощью параллельных трубопроводов 49, которые выходят по оси в переднюю часть соответствующих камер 23 сгорания.

Таким образом, множество пилонов 39 могут быть расположены параллельно друг другу в воздушном потоке (или по кольцу в кольцевом воздушном потоке) на расстоянии друг от друга, достаточном для формирования решетки, которая оказывает малое сопротивление воздушному потоку.

При работе пленка топлива или обогащенной топливно-газовой смеси, которая обеспечивает охлаждение посредством выпотевания, сгорает в процессе последующего сгорания в прямоточном воздушно-реактивном двигателе.

Подобным образом каналы 37 подают топливо в камеру 42 сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Они используются не во время работы ракетных двигателей, а в сверхзвуковой рабочей фазе. Эффективность сгорания повышается за счет небольшого расстояния между пилонами.

1. Сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (40), содержащий камеру (42) сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей (11), расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры (42) сгорания, причем питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель (11) содержит трубчатый корпус (12), снабженный внутри коаксиальной стенкой (27), которая образует экран, определяющий кольцевую зону (29) впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса (12), и форсунку (21) окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что ракетные двигатели (11) расположены бок о бок в пилонах (39), а пилоны (39) расположены на расстоянии друг от друга в воздушном потоке.

3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку.

4. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит пористую стенку.

5. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний по потоку конец ракетного двигателя (11) снабжен выходным соплом (17), содержащим горловину (19).

6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) предусмотрены дополнительные средства (35) впрыска топлива, расположенные непосредственно вблизи горловины (19) выше нее по потоку для создания защитной пленки для стенки горловины (19).

7. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11), в имеющемся пространстве вокруг горловины (19), выполнены каналы (37) для подачи и впрыска топлива.

8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливом является обогащенная топливно-газовая смесь, а окислителем является кислород.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

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

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 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.

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель содержит цилиндрическую обечайку, центральное осесимметричное или клиновидное тело, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды. На одном конце цилиндрической обечайки расположен вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло. На кромках центрального осесимметричного или клиновидного тела реализуется система скачков уплотнения. Камера сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды является одновременно химическим реактором для получения водорода, размещена в клиновидном теле, сопряжена с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока. В зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1). Изобретение направлено на повышение эффективности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию, увеличение работоспособности продуктов сгорания и расширение диапазона режимов полета. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх