Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель



Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель

 


Владельцы патента RU 2605162:

МБДА ФРАНС (FR)

Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, включающему детонационную камеру, и к летательному аппарату, содержащему такой прямоточный реактивно-воздушный двигатель. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси и содержит по меньшей мере одну детонационную камеру, которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом, по меньшей мере один воздухозаборник, соединенный с указанной детонационной камерой для обеспечения возможности снабжения ее воздухом, и средства для впрыска топлива в детонационную камеру. Детонационная камера является кольцевой и незатухающего типа детонационной волны. Средства впрыска топлива выполнены для непрерывного впрыска топлива непосредственно в детонационную камеру ниже по потоку, непосредственно за базой нагнетания воздуха. Впрыск топлива и подача воздуха в детонационную камеру осуществляются непрерывно, отдельно друг от друга в процессе работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель дополнительно содержит средства для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в указанную детонационную камеру. Средства впрыска топлива содержат по меньшей мере четыре устройства подачи, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры, выполненные с возможностью создания соответствующих потоков топлива, являющихся либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга. Изобретение направлено на выполнение прямоточного воздушно-реактивного двигателя с улучшенными характеристиками и производительностью. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к прямоточным реактивно-воздушным двигателям (ПВРД), включающим детонационную камеру, а также к летательным аппаратам, таким как ракеты и т.п., приводимым в движение такими ПВРД.

Уровень техники

Известно, что работа ПВРД может быть основана на реализации термодинамического цикла детонационного сжигания топлива, в котором детонационное сжигание происходит очень быстро, в очень малой толщине детонирующей смеси, таким образом, что смесь не успевает расширяться. Таким образом, увеличение давления ограничено.

Такие ПВРД могут представлять собой импульсные детонационные двигатели (также обозначаемые PDE(ИДД)), функционирование которых характеризуется заполнением детонационной камеры свежей взрывчатой смесью топлива и окислителя (окислителем обычно является воздух), затем происходит инициирование детонации указанной взрывчатой смеси источником энергии. Избыточное давление, которое появляется в области упорной стенки, поддерживается во время движения детонационной волны вдоль детонационной камеры, что моментально создает тягу. В этом случае необходимо дождаться опорожнения горячих газов, поступающих от реакции горения в детонационной камере, затем заполнить ее свежей взрывчатой смесью прежде, чем появится возможность начать новую волну детонации, чтобы вызвать новый импульс тяги.

Тем не менее, импульсный характер тяги, полученной в таких ПВРД (частота которых составляет обычно от 50 Гц до 200 Гц), создает, с одной стороны, очень тяжелую вибрационную среду для остальной части летательных аппаратов с ПВРД и требует, с другой стороны, значительной подачи энергии в каждом цикле для того, чтобы инициировать детонацию, обеспечение которой оказывается особенно проблематичным, когда используют смеси топлива и окислителя, которые не обладают хорошей воспламеняемостью.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является устройство детонационного сжигания горючих смесей по заявке на выдачу патента Российской Федерации RU 2009138620, дата публикации 27.03.2011. Устройство по RU 2009138620 содержит корпус камеры сгорания, образованный стенками: наружной цилиндрической и внутренней, представляющей собой конус или комбинацию конуса и цилиндра. На переднем конце камеры имеется кольцевая щель, через которую поступает окислитель из окружающего пространства, а напротив нее - кольцевая форсунка для подачи горючего с равномерно расположенными по окружности стенки камеры отверстиями и направленными под углом к направлению подачи окислителя. При подаче горючего из форсунки в камеру вблизи щели образуется пониженное по сравнению с окружающим давление, в результате начинается предварительное всасывание (эжекция) окислителя в камеру и образование горючей смеси. После инициирования (электрического разряда, пережигания проволочки или другого теплового импульса) смесь поджигается. Образующаяся в продуктах горения высокочастотная тангенциальная или продольная неустойчивость через несколько миллисекунд развивается во вращающиеся (спиновые) или пульсирующие в продольном направлении детонационные волны. При этом расход всасываемого (эжектируемого) окислителя через щель значительно возрастает ввиду повышенного градиента давления в волне разрежения за детонационной волной. Детонация осуществляется непрерывно до тех пор, пока подается горючее в условиях расположения камеры в безграничном объеме окислителя.

Устройство по RU 2009138620 устраняет многие из описанных выше недостатков известных аналогов, в частности, топливо и воздух вводят в детонационную камеру раздельно, предотвращается преждевременное воспламенение выше по потоку от детонационной камеры. Кроме того, ПВРД по RU 2009138620 включает в себя систему нагнетания воздуха, которая расположена между указанным воздухозаборником и указанной детонационной камерой и которая содержит по меньшей мере один канал, например, в виде кольцевой щели, которая сообщается с указанной детонационной камерой для обеспечения ее окислителем (воздухом), за счет чего система подачи воздуха обеспечивает распределение приточного воздуха для достижения дозвуковой скорости на входе в детонационную камеру, посредством кольцевой щели, обеспечивая при этом разделение воздухозаборника и детонационной камеры.

Однако в устройстве по RU 2009138620 отсутствуют средства для управления ориентацией тяги на выходе из реактивного сопла, вследствие чего возможности такого устройства ограничены.

Сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков и, в частности, обеспечение ПВРД с улучшенными характеристиками производительности.

С этой целью, в соответствии с настоящим изобретением, представлен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси и содержит:

- по меньшей мере одну детонационную камеру, которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом;

- по меньшей мере один воздухозаборник, соединенный с детонационной камерой для обеспечения возможности снабжения ее воздухом, и средства для впрыска топлива в указанную детонационную камеру,

- указанная детонационная камера является кольцевой и незатухающего типа детонационной волны;

- указанные средства впрыска топлива выполнены для непрерывного впрыска топлива непосредственно в детонационную камеру ниже по потоку, непосредственно за базой нагнетания воздуха;

- впрыск топлива и подача воздуха в указанную детонационной камеру осуществляются непрерывно, отдельно друг от друга в процессе работы указанного ПВРД;

- ПВРД содержит средства для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в детонационную камеру;

- указанные средства впрыска топлива содержат по меньшей мере четыре устройства подачи 6, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры (2, 2А, 2В), выполненные с возможностью создания соответствующих потоков топлива либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга.

Техническим результатом от использования заявленной группы изобретений является обеспечение возможности управления ориентацией тяги на выходе из реактивного сопла за счет локального управления входящим потоком воздуха, например, по окружности детонационной камеры, за счет создания условий для локального изменения внутри детонационной камеры степени насыщенности взрывчатой топливно-воздушной смеси путем увеличения или уменьшения доли приточного воздуха в любом желаемом месте в камере. Такая локальная регулировка степени насыщенности взрывчатой смеси обеспечивает управление ориентацией тяги на выходе из реактивного сопла, без необходимости внедрения сложной системы ориентации потока, вследствие чего существенно расширяются функциональные возможности заявленного ПВРД и летательного аппарата, оснащенного таким ПВРД. Кроме того, для достижения указанного технического результата с точки зрения управления ориентацией тяги на выходе из реактивного сопла, использованы средства впрыска топлива, содержащие, по меньшей мере, четыре устройства подачи (например, образованные, соответственно, угловой секцией подачи и соответствующим клапаном), распределенные равномерно по окружности указанной детонационной камеры, при этом соответствующие потоки топлива от устройств подачи являются либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга.

Предпочтительно, указанные диаметрально противоположные устройства подачи могут быть соединены попарно, и расход на стороне подачи топлива указанных соединенных устройств подачи предпочтительно управляется посредством распределительного устройства с регулируемым расходом.

Таким образом, распределительное устройство с регулируемым расходом воздуха обеспечивает возможность увеличения расхода топлива, связанного с первым устройством подачи, и уменьшения расхода, связанного со вторым устройством подачи, диаметрально противоположным первому устройству подачи, с которым оно соединено. Таким образом, возможно добиться локального изменения степени насыщенности взрывчатой топливно-воздушной смеси, что позволяет управлять ориентацией тяги на выходе реактивного сопла. В качестве варианта, возможно реализовать независимое управление расходом топлива каждого из устройств подачи.

Таким образом, посредством настоящего изобретения, ПВРД, включающий детонационную камеру незатухающего типа детонационной волны (также известный, как CDWE (двигатель с незатухающей детонационной волной)), дает возможность получения - внутри детонационной камеры - непрерывного производства горячих газов посредством незатухающей детонационной волны.

Действительно, свежая взрывчатая смесь образуется в детонационной камере, в ее верхнем конце, непрерывно. Детонационная волна может быть запущена с помощью обычного средства (мостик электровоспламенителя, преддетонационная трубка и т.д.). Эта волна распространяется по окружности в свежей взрывчатой смеси, тогда как горячие газы, которые она производит, распространяются в остальную часть детонационной камеры. Поскольку подача свежего топлива и воздуха в детонационную камеру происходит непрерывно, когда детонационная волна возвращается к своей исходной точке, она вновь взаимодействует со свежей взрывчатой топливно-воздушной смесью и продолжает свое движение, которое становится, таким образом, непрерывным. Точнее говоря, на выходе из детонационной волны и после первоначального расширения горячего газа слой свежей смеси расширяется, и поскольку он находится в контакте с горячими газами и при определенных условиях, это приводит к появлению новой самоинициированной детонационной волны. Таким образом, представлена кольцевая детонационная камера, в которой серия окружных детонационных волн движется с частотой в несколько кГц (до 30 кГц), производя горячие газы, которые расширяются по направлению к открытому концу детонационной камеры прежде, чем получить ускорение посредством реактивного сопла для получения тяги.

Кроме того, с точки зрения термодинамического цикла, детонация в ПВРД, в соответствии с настоящим изобретением, имеет эффективность на 15-25% больше, чем в процессе сжигания при постоянном давлении, реализованном в импульсном детонационном двигателе, что, в частности, обеспечивает возможность уменьшения расхода топлива при эквивалентном КПД (повышение термодинамического коэффициента полезного действия сопровождается очень значительным увеличением степени полноты сгорания) и увеличение потолка полета.

Кроме того, принцип работы таких ПВРД устраняет проблему очень жестких условий вибрации, создаваемых импульсным детонационным двигателем.

Кроме того, предпочтительно, ПВРД может содержать по меньшей мере один контур для охлаждения указанной детонационной камеры, в котором топливо может циркулировать до его введения в нее. Этот контур охлаждения (также называемый контуром рекуперации) обеспечивает возможность предварительного испарения топлива до его введения в указанную детонационную камеру таким образом, чтобы получить удовлетворительное условия смешивания и детонации без проведения предварительного смешивания.

Предпочтительно, указанный контур охлаждения проходит по меньшей мере по одной боковой стенке указанной детонационной камеры, по меньшей мере по части ее длины.

Таким образом детонационная камера может охлаждаться посредством части или всего топлива до его введения в эту камеру. Это предоставляет возможность обеспечения теплового сопротивления детонационной камеры посредством испарения по меньшей мере некоторой части впрыскиваемого топлива в процессе его циркуляции в указанном контуре. Прямое введение предварительно испаренного топлива - в частности, когда указанное топливо изначально находится в жидком состоянии - гарантирует инициирование и стабильность детонации топливно-воздушной смеси. Таким образом, обеспечивается предотвращение любых проблем, связанных с периодом испарения капель топлива и химической реакцией.

Следует отметить, что такой контур может быть также использован для охлаждении внешней стенки ПВРД.

Кроме того, указанное реактивное сопло не имеет критического сечения и, предпочтительно, имеет небольшую длину. По существу, так как поток уже является сверхзвуковым на выходе из детонационной камеры, то реактивное сопло без критического сечения позволяет получить требуемую тягу.

В соответствии с изложенным выше, в качестве положительных технических свойств, характеризующих заявленный ПВРД, следует отметить, что:

- ПВРД, в соответствии с настоящим изобретением, может обойтись без интегрированного ускорителя, либо посредством уменьшения минимального рабочего числа Маха (например, до 1,2 Маха), либо функционирует в начале в анаэробном режиме, потребляя окислитель, имеющийся на борту транспортного средства (что соответствует начальному ускорению в реактивном режиме), далее переключаясь как можно скорее в аэробный режим, и

- имеется возможность обеспечить введение топлива в детонационную камеру после его предварительного, по меньшей мере частичного испарения, а воздух и топливо вводят в детонационную камеру раздельно, предотвращается преждевременное воспламенение выше по потоку от детонационной камеры.

Предпочтительно, указанный ПВРД включает в себя систему нагнетания воздуха, которая расположена между указанным воздухозаборником и указанной детонационной камерой и которая содержит по меньшей мере один канал, например, в виде кольцевой щели, которая сообщается с указанной детонационной камерой для обеспечения ее воздухом.

Таким образом, система подачи воздуха обеспечивает распределение приточного воздуха - предварительно замедленного, с целью достижения дозвуковой скорости - на входе в детонационную камеру, посредством одной или более кольцевых щелей, обеспечивая при этом разделение воздухозаборника и детонационной камеры. Само собой разумеется, что могут быть предусмотрены каналы другой формы вместо кольцевых щелей.

Кроме того, указанные средства впрыска топлива могут содержать по меньшей мере четыре устройства подачи (например образованные, соответственно, угловой секцией подачи и соответствующим клапаном), распределенные равномерно по окружности указанной детонационной камеры, соответствующие потоки топлива которых являются либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга.

Кроме того, в конкретном варианте осуществления настоящего изобретения:

- ПВРД, в соответствии с настоящим изобретением, может содержать по меньшей мере две концентрические детонационный камеры незатухающего типа детонационной волны с обеспечением непрерывной подачи воздуха, а также

- указанные средства впрыска топлива могут быть выполнены для непрерывной подачи топлива непосредственно по меньшей мере в одну из указанных концентрических детонационных камер.

Таким образом, возможно получить удовлетворительные характеристики в широком диапазоне общей степени насыщенности взрывчатой топливно-воздушной смеси. В сущности, топливо может быть введено:

- либо в две детонационные камеры для работы ПВРД при высокой общей степени насыщенности. В этом случае возможно обеспечить последовательное воспламенение концентрических детонационных камер для того, чтобы уменьшить скачок давления при воспламенении;

- либо в одну из двух детонационных камер для работы ПВРД при более низкой общей степени насыщенности. Сверхзвуковой поток горячих газов исходит из детонационной камеры, в которую подается топливо, как результат, из другой детонационной камеры исходит дозвуковой холодный поток. Например, если ПВРД смонтирован на корпусе ракеты, то предпочтительно подавать топливо во внутреннюю детонационную камеру, а не во внешнюю детонационную камеру для того, чтобы улучшить приток [воздуха] в донную область фюзеляжа ракеты с целью ограничения ее смещения и снижения возможности ее обнаружения.

Очевидно, что изобретение не ограничивается двумя концентрическими детонационными камерами, а может быть также использовано более двух концентрических детонационных камер.

Следует также отметить, что указанный воздухозаборник может быть аксиально-симметричным, симметричным по двум или даже трем осям.

Кроме того, настоящее изобретение также относится к летательному аппарату, который содержит по меньшей мере один прямоточный воздушно-реактивный двигатель описанного выше типа.

Краткое описание чертежей

Фигуры, на прилагаемых чертежах, помогут лучше понять то, как может быть осуществлено изобретение. На этих чертежах одинаковые ссылочные позиции обозначают одинаковые элементы.

Фиг. 1 представляет собой схематичный частичный осевой разрез первого варианта осуществления ПВРД в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 2 показывает увеличенный схематичный разрез, пример средств для регулирования воздушного потока в ПВРД на фиг. 1.

Фиг. 3 представляет собой схематичный частичный осевой разрез второго варианта осуществления ПВРД в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 4 представляет собой схематичный частичный осевой разрез третьего варианта осуществления ПВРД в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 1, первый вариант ПВРД S1 с детонационной камерой, в соответствии с настоящим изобретением, показан установленным на летательном аппарате 1. Он имеет продольную ось симметрии L-L. Понятия «выше по потоку» и «ниже по потоку» ниже определены по отношению к направлению потока воздуха.

ПВРД S1, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси содержит:

- круговую кольцевую детонационную камеру 2, которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха 3 и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом 4, не имеющим критического сечения. Детонационная камера 2 представляет собой детонационную камеру незатухающего типа детонационной волны;

- кольцевой воздухозаборник 5, который соединен с детонационной камерой 2 для обеспечения возможности снабжения ее воздухом (который обозначен стрелкой F1), а также

- средство 6 для непрерывного впрыска топлива (обозначено стрелкой F2) непосредственно в детонационную камеру 2 ниже по потоку, непосредственно за базой нагнетания воздуха 3, например, через указанную базу нагнетания воздуха, как показано на фиг. 1.

Во время работы ПВРД S1, впрыск топлива F2 и подача воздуха F1 в детонационную камеру 2 осуществляются отдельно друг от друга и непрерывно. Другими словами, свежая взрывчатая топливно-воздушная смесь образуется в детонационной камере 2. Предварительное смешивание, в соответствии с изобретением, не осуществляется.

Кроме того, ПВРД S1 содержит систему нагнетания воздуха 7, которая является кольцевой и круговой и расположена между воздухозаборником 5 и детонационной камерой 2. Система подачи воздуха 7 содержит, например, кольцевую щель 8, которая образует кольцевой канал подачи воздуха, сообщающийся с детонационной камерой 2. Конечно, в качестве варианта, могут быть реализованы несколько концентрических кольцевых щелей или канал подачи любой другой желаемой геометрии.

В примере на фиг. 1, средства впрыска топлива включают в себя четыре устройства подачи 6, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры 2. Каждое устройство подачи 6 образовано угловой секцией подачи 9 (например, в виде нескольких отверстий в базы нагнетания воздуха 3) и клапаном 10, соединенным с ней каналом 11.

Диаметрально противоположные устройства подачи 6 могут быть соединены попарно, и расход на стороне подачи топлива указанных соединенных устройств подачи предпочтительно управляется посредством распределительного устройства с регулируемым расходом 12, соединенного с соответствующими клапанами 10 (один клапан показан на фиг. 1). Другими словами, в данном примере используются два распределительных устройства с регулируемым расходом 12, причем каждое распределительное устройство 12 управляет двумя соединенными между собой устройствами подачи 6.

Таким образом, распределительное устройство с регулируемым расходом 12 обеспечивает возможность увеличения расхода топлива, связанного с первым устройством подачи 6, и уменьшения расхода, связанного со вторым устройством подачи 6, диаметрально противоположным первому устройству подачи, с которым оно соединено. Таким образом, возможно добиться локального изменения степени насыщенности взрывчатой топливно-воздушной смеси, что позволяет управлять ориентацией тяги на выходе реактивного сопла 4.

Кроме того, как показано на фиг. 2, ПВРД S1 также содержит средства 13 (не показано на фиг. 1) для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в детонационную камеру 4 посредством кольцевой щели 8.

В частности, средство управления может быть представлено в виде одного или нескольких моторизированных скользящих клапанов 13, способных уменьшать, за счет определенного кольцевого сектора, ширину поперечного кругового сечения щели 8.

Таким образом на фиг. 2 показано:

- сплошными линиями - первое конечное положение скользящего клапана 13, в котором кольцевой сектор в поперечном круговом сечении соответствующей щели 8 имеет максимальную ширину e1, а также

- пунктирными линиями - второе конечное положение скользящего клапана 13, после его перемещения вверх по течению (смещение обозначено стрелкой D), в котором кольцевой сектор в поперечном круговом сечении соответствующей щели 8 имеет минимальную ширину е2 (т.е. е2<e1).

Таким образом, при помощи локального управления входящим потоком воздуха внутри указанной камеры можно локально менять степень насыщенности взрывчатой топливно-воздушной смеси путем увеличения или уменьшения доли приточного воздуха. Такая локальная регулировка степени насыщенности взрывчатой смеси обеспечивает управление ориентацией тяги на выходе из реактивного сопла.

Более того, в отличие от примера на фиг. 1, ПВРД S2, иллюстрируемый на фиг. 3, состоит из двух концентрических кольцевых детонационных камер 2А и 2В незатухающего типа детонационной волны, в которые непрерывно подается воздух F1, поступающий из воздуховода 5. Детонационные камеры 2А и 2В - внешняя камера 2В окружает внутреннюю камеру 2А - аналогичны детонационной камере 2, описанной со ссылкой на фиг. 1.

Кроме того, как показано на фиг. 3, в ПВРД S2 интегрирован охлаждающий контур 14 детонационных камер 2А и 2В, в котором топливо F2 может циркулировать перед его впрыском в камеры. Контур охлаждения 14 выполнен в виде кольцевых трубопроводов 15, которые являются независимыми друг от друга.

Каждый кольцевой трубопровод 15 проходит вдоль боковой стенки одной из детонационных камер 2А, 2В, по ее поверхности, которая обращена в сторону области детонации.

При этом каждый трубопровод 15 отогнут в обратную сторону относительно самого себя для того, чтобы обеспечить циркуляцию топлива сверху вниз относительно базы нагнетания воздуха 3, вдоль боковой стенки соответствующей детонационной камеры 2А, 2В и далее снизу вверх для того, чтобы осуществлять впрыск топлива F2 в предварительно испаренном виде в непосредственной близости от базы 3, как показано на фиг. 3.

В данном примере, средства 6 для впрыска топлива в детонационные камеры 2А и 2В также содержат кольцевые трубопроводы 15. Эти трубопроводы соединены с клапанами 10 посредством соответствующих каналов 11.

Средства впрыска топлива 6 выполнены для непрерывного впрыска топлива непосредственно по меньшей мере в одну из двух концентрических детонационных камер 2А, 2В посредством соответствующих трубопроводов 15.

Таким образом, впрыск топлива может быть осуществлен:

- либо в две детонационные камеры 2А и 2В для работы ПВРД S2 с высокой общей насыщенностью;

- либо в одну из двух детонационных камер 2А, 2В для работы ПВРД S2 с более низкой общей насыщенностью.

Очевидно, что контур охлаждения 14 ПВРД S2 на фиг. 3 может быть также использован в ПВРД S1 на фиг. 1.

В третьем примере, согласно фиг. 4, ПВРД S3 аналогичен ПВРД S2 на фиг. 3 (хотя система охлаждения 14, для наглядности, не показана), за исключением того, что он дополнительно включает в себя внешний уловитель 16, обеспечивающий возможность отбора воздуха из пограничного слоя фюзеляжа летательного аппарата 1 выше по течению относительно воздухозаборника 5. Таким образом, имеется очень короткий воздухозаборник 5, продолжение которого непосредственно формирует реактивное сопло 4.

Внешний уловитель 16, в виде кольцевого канала, расположен между воздухозаборником 5 и корпусом аппарата 1 и простирается в продольном направлении, вдоль летательного аппарата, и выходит в реактивное сопло 4.

Также ПВРД S3 может содержать внутренний уловитель 17, расположенный в верхней части боковой стенки внешнего уловителя 16, что обеспечивает возможность отбора части потока, получаемого воздухозаборником 5, для его оттока в кольцевой канал внешнего уловителя 16.

На выходе из камеры, струя горячего газа на выходе из детонационных камер 2А и 2В в большей или меньшей степени управляет воздушным потоком, отобранным внешним и внутренним уловителями 16 и 17. В независимости от интенсивности воздействия управления (низкая или высокая), сопротивление, связанное с этими уловителями 16 и 17, существенно ограничено, при использовании их воздушных потоков для притока [воздуха] к донной области центрального корпуса летательного аппарата 1.

Более того, возможно обеспечить осуществление вспомогательного нагнетания чистого кислорода в воздушный поток, проходящий через воздухозаборник 5 или систему подачи воздуха 7, для подпитки воздушного потока F1 и обеспечения удовлетворительной работы при сниженном числе Маха.

Таким образом, посредством изобретения, получен ПВРД, который имеет очень короткую детонационную камеру по сравнению с известными ПВРД, имеющими детонационную камеру:

- который освобождает всю переднюю часть летательного аппарата 1 (отсутствуют длинные подфюзеляжные и боковые воздухозаборники, которые часто требуют сложных механических конструкций);

- который может работать при степени насыщенности равной 1 (тогда как обеспечение функционирования обычного ПВРД, осуществляющего сжигание углеводородного топлива при насыщенности больше 0,75, является затруднительным), который - в сочетании с улучшенными термодинамическими характеристиками - обеспечивает возможность существенного уменьшения отбора потока воздуха и, таким образом, размера воздухозаборника, для получения эквивалентной тяги, а также

- который может функционировать при числе Маха от 1,2 в соответствии с термодинамическим циклом, который увеличивает давление в детонационной камере или камерах.

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси и содержит:
- по меньшей мере одну детонационную камеру (2, 2А, 2В), которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха (3) и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом (4);
- по меньшей мере один воздухозаборник (5), соединенный с указанной детонационной камерой (2, 2А, 2В) для обеспечения возможности снабжения ее воздухом (F1), и
- средства (6) для впрыска топлива в указанную детонационную камеру (2, 2А, 2В),
- указанная детонационная камера (2, 2А, 2В) является кольцевой и незатухающего типа детонационной волны;
- указанные средства впрыска топлива (6) выполнены для непрерывного впрыска топлива непосредственно в детонационную камеру ниже по потоку, непосредственно за базой нагнетания воздуха; и
- впрыск топлива и подача воздуха в указанную детонационную камеру осуществляются непрерывно, отдельно друг от друга в процессе работы указанного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (S1, S2, S3), отличающийся тем, что
- прямоточный воздушно-реактивный двигатель дополнительно содержит средства (13) для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в указанную детонационную камеру (2, 2А, 2В), при этом указанные средства впрыска топлива (6) содержат по меньшей мере четыре устройства подачи, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры (2, 2А, 2В), выполненные с возможностью создания соответствующих потоков топлива, являющихся либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга.

2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит систему нагнетания воздуха (7), которая расположена между указанным воздухозаборником (5) и указанной детонационной камерой (2, 2А, 2В) и которая содержит по меньшей мере один канал (8), например, в виде кольцевой щели, которая сообщается с указанной детонационной камерой для обеспечения ее воздухом.

3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один контур (14) для охлаждения указанной детонационной камеры (2А, 2В), в котором топливо (F2) может циркулировать до его введения в нее.

4. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что указанный контур охлаждения (14) проходит по меньшей мере по одной боковой стенке указанной детонационной камеры (2А, 2В), по меньшей мере по части ее длины.

5. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что указанное реактивное сопло (4) не имеет критического сечения.

6. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что:
- указанные диаметрально противоположные устройства подачи соединены попарно; и
- управление расходом на стороне подачи топлива указанных соединенных устройств подачи осуществляют посредством распределительного устройства с регулируемым расходом.

7. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что:
- он содержит по меньшей мере две концентрические детонационные камеры (2А, 2В) незатухающего типа детонационной волны с обеспечением непрерывной подачи воздуха; и
- указанные средства впрыска топлива (6) выполнены для непрерывного впрыска топлива (F2) непосредственно по меньшей мере в одну из указанных детонационных камер (2А, 2В).

8. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что указанный воздухозаборник (5) является аксиально-симметричным.

9. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один прямоточный воздушно-реактивный двигатель (S1 S2, S3) по одному из пп. 1-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гиперзвуковой авиации, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В передней части гиперзвукового летательного аппарата сформировано углубление, объем которого заполняется горючим газом через отверстия, распределенные по поверхности углубления.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя. Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя содержит свечу зажигания, топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру, выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор.

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