Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания. Зона фиксации снабжена уплотнением. Корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления. Корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом. Центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов. Изобретение позволяет создать двигатель, обладающий повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД).

Известен комбинированный ПВРД по патенту РФ №2015390 (опубл. 30.06.1994 г.), содержащий корпус, маршевый двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и выходную камеру сгорания, в которой размещен разгонный двигатель.

Недостатками известной конструкции являются длина камеры сгорания, сопоставимая с длиной разгонного двигателя, которая недостаточна для обеспечения полноты реализации энергетического ресурса топлива маршевого двигателя, а также нерациональное использование объема выходной камеры сгорания вокруг разгонного двигателя, который частично заполнен теплозащитными экранами, что увеличивает пассивный вес конструкции.

Известен артиллерийский снаряд по патенту РФ №2522699 (опубл. 20.07.2014 г.), содержащий соосно установленные обечайки, внутреннюю и наружную, которая выполнена с возможностью перемещения назад по полету.

Путем выдвижения наружной обечайки в полете формируют ракетно-прямоточный двигатель с топливным зарядом газогенератора, с камерой дожигания, воздухозаборным устройством и соплом. После выгорания топливного заряда газогенератора осуществляют вторую трансформацию снаряда путем возвращения наружной обечайки корпуса в исходное положение и закрытия при этом воздухозаборного устройства.

Рассматриваемая конструкция не применима для комбинированного ПВРД, так как не обеспечивает герметичность сформированной после первой трансформации снаряда камеры дожигания, а также не позволяет обеспечить задержку выдвижения наружной обечайки, необходимую для таких двигателей. Отсутствие фиксации наружной обечайки в выдвинутом положении применительно к ПВРД приведет к его нестабильной работе, так как длина камеры сгорания будет зависеть от соотношения рабочего давления в ней и лобового сопротивления ПВРД.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является ПВРД (Сорокин В.А., Яновский Л.С., Козлов В.А. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах - М.: Физматлит, 2010. - С. 50), содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель.

Недостатками прототипа являются короткая камера дожигания, соответствующая длине разгонного двигателя, не обеспечивающая полноту сгорания топлива маршевого двигателя, причем простое увеличение длины камеры сгорания может быть непозволительно при габаритных ограничениях на конструкцию в целом; нерациональное использование внутреннего объема камеры сгорания, образующегося из-за необходимости выполнения диаметра корпуса разгонного двигателя меньшим диаметра критического сечения сопла ПВРД, и который частично заполнен центрирующим разгонный двигатель элементом, выполненным из деревянных реек. Указанные недостатки приводят к недостаточно высокой итоговой энергетической эффективности ПВРД. Кроме того, свободный внутренний объем камеры сгорания свидетельствует о недостаточном коэффициенте заполнения топливом ПВРД и высоком пассивном весе конструкции.

Задачей предлагаемого технического решения является создание комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обладающего повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования ПВРД.

Кроме того, предлагаемая компоновка конструктивных элементов позволяет снизить пассивный вес и увеличить коэффициент заполнения ПВРД топливом.

Поставленная задача решается заявляемым комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, содержащим маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Особенность заключается в том, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый ПВРД отличается от прототипа возможностью увеличения и фиксации в полете геометрических параметров камеры сгорания (в прототипе - постоянный объем камеры сгорания); наличием уплотнения зоны фиксации; наличием на корпусе разгонного двигателя выступов; иным материалом центрирующего элемента - твердое ракетное топливо (в прототипе - деревянные рейки); приданием центрирующему элементу свойств дополнительного заряда твердого ракетного топлива.

Использование центрирующего элемента, выполненного из твердого ракетного топлива, стало целесообразным в удлиненной камере сгорания. В короткой камере сгорания, длина которой соизмерима с длиной разгонного двигателя, твердотопливное центрирующее устройство не успело бы сгореть ввиду малого времени пребывания продуктов сгорания в камере.

В уровне техники отсутствует ПВРД, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.

Конструкция предлагаемого комбинированного ПВРД иллюстрируется графическими изображениями.

На фиг. 1 представлен продольный разрез ПВРД в собранном виде.

На фиг. 2 представлен узел А на фиг. 1.

На фиг. 3 представлен продольный разрез ПВРД с выдвинутой коаксиальной наружной оболочкой после вылета разгонного двигателя.

На фиг. 4 представлен узел Б на фиг. 3.

Комбинированный ПВРД содержит маршевый двигатель 1, скрепленный с ним разгонный двигатель 2, воздухозаборное устройство 3, оснащенное заглушками 4, сопло 5, камеру сгорания 6. В корпусе 7 камеры сгорания 6 размещен центрирующий разгонный двигатель 2 элемент 8. Корпус 7 камеры сгорания 6 оснащен наружной коаксиальной оболочкой 9. Разгонный двигатель 2 со стороны переднего днища 10 оснащен выступами 11, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом 5. Для прохода выступов 11 в центрирующем элементе 8 выполнены каналы (условно не показаны), если центрирующий элемент 8 представляет собой цилиндр, или каналы созданы путем разнесения между собой сегментов с цилиндрической образующей, из которых собран центрирующий элемент 8. Для фиксации в выдвинутом положении оболочки 9 в канавке 12, расположенной в концевой наружной части корпуса 7 со стороны сопла 5, размещено пружинное средство 13 (например, пружинное кольцо или отдельные подпружиненные шарики), взаимодействующее с ответной ему канавкой 14, выполненной с внутренней стороны оболочки 9 в концевой ее части со стороны, противоположной соплу 5, или любым другим способом, известным специалисту в данной области техники. Корпус 7 в концевой наружной части со стороны сопла 5 перед пружинным средством 13 снабжен уплотнением 15 (например, в виде кольца из резины 51-1615 по ТУ 1051177-82).

Заявляемая конструкция работает следующим образом.

До начала работы ПВРД и во время работы разгонного двигателя 2 корпус 7 камеры сгорания 6 и коаксиальная наружная оболочка 9 соединены между собой разрушаемым средством скрепления (например, срезными штифтами или клеевым соединением), которое условно не показано. Уровень прочности этого крепления заранее задан достаточным для сохранения своей целостности при перегрузках и аэродинамическом напоре, возникающих в процессе работы разгонного двигателя 2. После окончания работы разгонного двигателя 2 вскрываются заглушки 4 воздухозаборного устройства 3. Под действием давления набегающего потока воздуха неработающий разгонный двигатель 2 начнет перемещаться в сторону сопла 5 (при этом выступы 11 будут двигаться по каналам в центрирующем элементе 8), в крайнем положении выступами 11 зацепится за сопло 5 и потянет за собой коаксиальную наружную оболочку 9, разрушая средство крепления между собой корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной оболочки 9, уровень прочности которого должен быть меньше, чем воспринимаемая им при движении разгонного двигателя 2 нагрузка. В крайнем положении оболочки 9 выступы 11 согнутся или сломаются (нарушат свою форму) и разгонный двигатель 2 вылетит из камеры сгорания 6. Начнет работать маршевый двигатель 1, продукты сгорания которого будут дожигаться в созданной удлиненной камере сгорания 6. В этом же потоке воздуха сгорит и центрирующий элемент 8, давая дополнительный импульс тяги. Наружная коаксиальная оболочка 9 с помощью вступивших во взаимодействие пружинного средства 13 и канавки 14 останется в крайнем выдвинутом положении, а уплотнение 15 предотвратит истечение продуктов сгорания через область стыка корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной коаксиальной оболочки 9.

Необходимые габаритные характеристики и используемый материал конструктивных элементов определяют при проектировании конкретного комбинированного ПВРД.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемой конструкции позволяет увеличить длину камеры сгорания, и соответственно время на дожигание продуктов сгорания в два и более раза. Такое увеличение длительности перемешивания продуктов сгорания маршевого двигателя с воздухом позволит увеличить полноту сгорания топлива на 25-30%. Создание таких конструкций актуально и перспективно, поскольку ориентировано на повышение эффективности ПВРД.

Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (М≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах.

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле.

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.

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.

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).

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.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей.

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.

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 может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло. Каналы подачи и перепуска воздуха соединяют ВЗУ с КС в передней и задней частях заряда твердого горючего маршевой ступени. Заряд стартовой ступени выполнен в цилиндрическом корпусе и размещен центрально с кольцевым зазором в передней части КС. На наружной поверхности корпуса стартовой ступени установлен дополнительный кольцевой заряд твердого горючего. Изобретение позволяет повысить удельный импульс стартовой и маршевой ступеней двигательной установки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает подачу порошка металлического горючего в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника. Порошок в виде равномерно перемешанной суспензии в сжиженном горючем газе, размещенной в топливном баке, предварительно нагружают давлением вытеснения, нагревают и подают в камеру сгорания через форсунку. Максимальный диаметр частиц порошка, давление вытеснения и температуру нагрева суспензии определяют из защищаемых соотношений. Изобретение направлено на повышение энергетических характеристик и надежности работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 табл., 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения. Технический результат изобретения – увеличение точности поддержания противопомпажных запасов, коэффициента восстановления полного давления и как следствие увеличение дальности и создание возможности выбора различных траекторий полета. 2 ил.

Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания. Зона фиксации снабжена уплотнением. Корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления. Корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом. Центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов. Изобретение позволяет создать двигатель, обладающий повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 ил.

Наверх