Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров. Система содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя. Первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания. Способ подачи топлива в систему включает подачу углеводородного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя. Другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе и парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный термохимический реактор, а из него - в сверхзвуковую камеру сгорания. Обеспечивается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД] и может быть использовано для разработки систем подачи к ним углеводородного топлива.

Реализация гиперзвуковой скорости полета в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе [УВТ] требует комплексного подхода к решению как по активной тепловой защите обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева, так и по устойчивости горения УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха в ПВРД, а также по типу катализатора.

Активная тепловая защита (патент №2088495) обшивки планера ЛА, основанная на испарительной системе охлаждения, где теплоносителем является вода - лучший теплоноситель в подобных системах с теплотой парообразования равной 2300 кДж/кг - обеспечивает надежную теплозащиту конструкции планера ГЛА в плотных слоях атмосферы при соблюдении необходимых требований, а именно:

- по доставке теплоносителя к охлаждаемой поверхности;

- по удержанию теплоносителя в пристеночной области охлаждаемой поверхности при воздействии инерциальных сил

- по исключению перехода от мелкопузырькового кипения к пленочному;

- по разделению жидкой фазы от паровой при кипении теплоносителя на внутренней стенке охлаждаемой поверхности.

Создание модели такой тепловой защиты показало, что она сложна в изготовлении.

В паровой каталитической конверсии, проводимой в бортовом термохимическом реакторе [ТХР], при разложении части исходного УВТ на каталитической поверхности ТХР с парами воды в соотношении 1:2, обращает на себя внимание «температурный фактор процесса», который влияет на глубину превращения исходного топлива. Таким образом, ТХР с каталитическим покрытием является определяющим и конечным элементом в замкнутом цикле по наработке водородосодержащего газа на борту ГЛА.

Важной характеристикой катализатора является такой параметр, как порозность - это отношение площади каталитической поверхности к его массе.

Например, если порозность катализатора на керамической основе составляет около 800 м2/г, то на металлической основе не более 8 м2/г, а наработка продуктов конверсии зависит прямо пропорционально от порозности катализатора.

Все расчеты по наработке продуктов конверсии проводились на катализаторах с керамической основой и толщина ТХР на скоростях от 12 М до 14 М находится в пределах от 1,5 метров до 3 метров - эти данные были получены расчетным путем.

В настоящее время разработаны новые технологии, которые позволяют достигать на некоторых материалах порозности до 2000 м2/г. Используя эти технологии, при изготовлении бортовых катализаторов можно значительно увеличить их химическую активность, а это позволит нарабатывать большее количество водородосодержащего газа, что приведет к снижению массы и габаритов бортового ТХР.

Известна система подачи углеводородного топлива для ГЛА (патент РФ №2059537), содержащая ПВРД с камерой сгорания [КС], тракт прямоточного двигателя, систему тепловой защиты. В данном случае система тепловой защиты ЛА с каталитическим реактором химической регенерации тепла выполнена в виде высокотемпературного и низкотемпературного химических реакторов.

Известен способ подачи углеводородного топлива в систему (патент РФ №2046203) для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора.

Однако такие система и способ подачи топлива не могут обеспечить дальность полета ЛА, т.к. не обеспечивается устойчивость горения.

Кроме того, не удается добиться оптимального охлаждения из-за расположения ТХР под обшивкой ЛА, вследствие чего температура обшивки достигает более 1000 градусов, что значительно повышает пожароопасность и не соответствует требованиям техники безопасности.

Технической задачей является повышение дальности полета ГЛА путем обеспечения устойчивости горения и эффективности охлаждении конструкции ЛА.

Технический результат достигается тем, что в системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащей ПВРД с камерой сгорания, тракт прямоточного двигателя и систему тепловой защиты, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров, расположенной между внутренней и внешней оболочками обшивки ЛА, дополнительно содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя; при этом первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания, и двухконтурный щелевидный с каталитическим покрытием ТХР с отверстиями, расположенными в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора.

В способе подачи УВТ в систему для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора, одну часть исходного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном подают в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя для смешивания со сверхзвуковым воздушным потоком, другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе в соотношении 1: 2 и эту парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный ТХР, где на каталитическом покрытии реализуют паровую конверсию топлива с наработкой водородосодержащего газа, а из него – в КС.

Таким образом, ПВРД сверхзвукового горения [ПВРД с.г.],. существует только в комплексе со всеми физико-химическими процессами на борту ЛА, которые заканчиваются наработкой необходимого водородосодержащего газа, поступающего в топливно-воздушный поток, что обеспечивает устойчивое горение исходному топливу в сверхзвуковой КС. С этого момента ПВРД с дозвуковым горением становится ПВРД со сверхзвуковым горением.

Сущность изобретения основана на идее активного взаимодействия ЛА с набегающим потоком воздуха, которая заключается в возврате части тепловой энергии от «паразитного» разогрева воздуха с дальнейшим ее использованием для наработки продуктов конверсии - водородосодержащего газа, которые в сочетании с исходным топливом обеспечивают его устойчивое горение в сверхзвуковой КС.

Расположение ТХР на внешней обшивке КС ПВРД с дозвуковым горением позволяет нарабатывать продукты конверсии с момента его запуска.

Под давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемой сверхзвуковым топливовоздушным потоком, данная наработанная газообразная смесь поступает в пристеночную область по периметру внутренней стенки КС, самовоспламеняется, что повышает температуру внешней части топливовоздушного потока до температуры самовозгорания УВТ. Этот поэтапный, непрерывный процесс самовозгорания УВТ обеспечивает полноту и устойчивость его сгорания.

Для перехода со сверхзвуковой на гиперзвуковую скорость полета летательного аппарата необходима наработка продуктов конверсии - водородосодержащего газа в количестве ≥12%, что позволит реализовать переход с дозвукового на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД с.г. и приведет к дальнейшему росту скорости на траектории разгона с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета ГЛА.

На дозвуковом горении в ПВРД максимально достижимая скорость полета составляет 4,5М, где располагаемая тяга уравнивается с потребной и, чтобы достичь большей скорости полета, необходимо увеличить располагаемую тягу, а это возможно при переходе с дозвукового на сверхзвуковое горение. Известно, что располагаемая тяга зависит от степени подогрева потока воздуха в КС, а потребная тяга зависит от аэродинамического качества ЛА, т.е.

где

Pp - располагаемая тяга;

τ - степень подогрева потока воздуха в КС;

Pп - потребная тяга;

К - аэродинамическое качество ЛА.

При переходе на сверхзвуковое горение снижается степень сжатия потока воздуха в тракте прямоточного двигателя, что снижает температуру этого потока на входе в КС, а это ведет к увеличению его степени подогрева:

где Tкс - температура в КС;

Евх - температура на входе в КС.

Таким образом, при переходе на сверхзвуковое горение происходит скачкообразный рост располагаемой тяги, что ведет к дальнейшему увеличению скорости, точка перехода с дозвукового на сверхзвуковое горение, является отправной точкой начала гиперзвуковой скорости на траектории разгона ГЛА с последующим выходом на оптимальную высоту в крейсерском режиме его полета.

В дальнейшем максимально достижимая скорость полета на гиперзвуке наступает при уравнивании располагаемой и потребной тяг для конкретных параметров по аэродинамическому качеству, степени сжатия в горле воздухозаборника ПВРД со сверхзвуковым горением и при максимальном значении пропульсивного КПД. Пропульсивный КПД - это отношение работы тяги к теплу, сообщенному потоку воздуха в камере сгорания.

Крейсерский полет ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе возможен при решении двух основополагающих задачах:

- обеспечить активную тепловую защиту обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева

- добиться устойчивого горения исходного УВТ в сверхзвуковой КС ПВРД с.г.

Вода, необходимая для испарительной системы охлаждения, в дальнейшем используется в термическом процессе превращения исходного топлива в системе химической регенерации тепла, поэтому ТХР располагается в самой «горячей» области на борту ЛА, т.е. на внешней стенке КС прямоточного двигателя, где нарабатываются продукты конверсии, состоящие из парогазовой смеси, в состав которой входит водородосодержащий газ следующего состава:

Водорода (Н2) -70%
Окиси углерода (СО) - 24%
Оксида углерода (СO2) - 6%

Проценты даны в объемных единицах. Водородосодержащий газ, нарабатываемый в бортовом ТХР в необходимом количестве (≥12%) и под избыточном давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемый сверхзвуковым топливовоздушным потоком, поступает в пристеночную область КС с температурой 850С0.

За время задержки самовоспламенения, водород диффундирует в поверхностный топливовоздушный слой, самовоспламеняется по его периметру в КС, что ведет к повышению температуры до самовозгорания поверхностного слоя исходного УВТ.

Самовозгорание - это химическая реакция самопроизвольного процесса окисления топлива, которая не зависит от скорости потока среды. Полнота сгорания УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха прямоточного двигателя зависит от соотношения длины и диаметра камеры сгорания - все эти требования должны находиться в полном соответствии с интеграцией планера и двигателя, которая определяет крейсерскую оптимальную высоту полета ГЛА. Только в таком случае возможно добиться максимального значения как пропульсивного КПД, так и максимальной гиперзвуковой скорости его полета.

Изобретение иллюстрируется чертежом, где на фиг. 1 представлен пример выполнения конструкции системы подачи углеводородного топлива для ГЛА и схематическое отображение всех физико-химических процессов при подаче углеводородного топлива в систему, происходящих на борту ЛА при его активном взаимодействии с набегающим потоком воздуха в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе.

На фиг. 2 - график характеристик топлив для различных воздушно-реактивных двигателей.

На фиг. 3 - пропульсивный КПД для различных типов двигателей.

ГЛА содержит внешнюю оболочку 1, внутреннюю оболочку 2, систему активной тепловой защиты 3, размещенную между оболочками 1 и 2. Вода из бака 4 подается в систему тепловой защиты 3.

Часть исходного топлива - в данном случае из бака 5 - подают через топливный трубопровод 6 и регулирующий клапан 7 в первый коллектор 8, расположенный за горлом воздухозаборника 9, и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя 10, где происходит смешение исходного топлива с сверхзвуковым потоком воздуха, сжатым до оптимальных значений соплом 11. Истекающие газы из камеры сгорания 12 на срезе сопла 11 создают необходимую тягу для реализации гиперзвукового полета ЛА.

Образовавшийся в системе тепловой защиты 3 пар с последующим подогревом в пароканале 13 поступает в парокеросиновый смеситель 14, где этими перегретыми парами испаряется другая часть исходного углеводородного топлива - в данном случае из бака 15 - с дальнейшим их смешением в соотношении 2:1, эту смесь подают через второй коллектор 16 в двухконтурный щелевидный ТХР 17, где на его каталитической поверхности реализуется паровая конверсия части исходного топлива с наработкой водородосодержащего газа. Через отверстия (не показаны) двухконтурного щелевидного ТХР 17, расположенные в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора 8, эту водородосодержащую смесь подают в камеру сгорания 12.

Попадание ее в сверхзвуковой воздушный поток сопровождается снижением как концентрации водорода (но не ниже 4% объемных), так и его температуры - не ниже 530 С, только при этих условиях происходит его самовоспламенение.

На графике фиг. 2 представлены характеристики топлив, а именно - удельный импульс топлива в секундах, для воздушно-реактивных двигателей: 18 - газотурбинный двигатель, работающий на водороде; 19 -- газотурбинный двигатель, работающий на углеводороде; 20 - ПВРД на водороде; 21 - ПВРД на углеводороде; 22 - ПВРД сг на водороде; 23 - ПВРД сг на углеводороде; 24 - ракетный двигатель.

Из графика видно, что на интервале скоростей от 4М до 6М удельный импульс УВТ (JP) - есть величина постоянная.

На графике фиг. 3 показаны пропульсивные КПД различных типов двигателей: 25 - двухконтурный; 26 - реактивный; 27 - прямоточный; 28 - ПВРД со сверхзвуковым горением. Рост скорости полета зависит прямо пропорционально от величины пропульсивного КПД.

Был изготовлен макет предлагаемой обшивки планера, он испытан на лабораторном стенде при теплонагружениях, соответствующих скорости полета 6 М. При этом температура на внешней поверхности макета, которая имитировала область около точки торможения, была менее 250С0. При переходе на цилиндрическую поверхность обшивки планера ГЛА температура понижалась до 1000C. У ГЛА на скорости 6 М, при доле топлива 0,5 время полета составляет около одного часа. При такой продолжительности полета достаточно соотношения воды к части УВТ как 2:1, это соотношение обеспечивает как защиту катализатора от закоксованности парами воды, так и наработку необходимого количества водородосодержащего газа для перехода на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД сг.

Наличие воды в системе активного охлаждения и в паровой каталитической конверсии снижает удельную теплоту сгорания исходного топлива с Hu=43⋅106 Дж/кг до Нu(МТ)=40⋅106 Дж /кг для модифицированного топлива [МТ].

Для этих полученных исходных данных определим максимально достижимую скорость полета ГЛА на крейсерской высоте равной Нп=27⋅103 м при максимальном пропульсивном КПД (ηp): ηр=0,6.

По определению пропульсивного КПД - это отношение работы тяги (Н⋅м) к теплу (Дж), сообщенному потоку воздуха в КС.

Т.е

где Р - потребная тяга, кг

g - земное ускорение,

- расстояние, преодоленное ГЛА, на определенном интервале времени, м

Qкс - количество тепловой энергии, подведенной к потоку воздуха в КС на том же интервале времени, Дж.

Для удобства расчета по определению максимальной скорости полета ГЛА зададимся интервалом времени, равным одной секунде, тогда выражение (1) можно преобразовать через секундный расход МТ:

где mT - секундный расход модифицированного топлива, кг/с;

Нu(МТ) - удельная теплота его сгорания, Дж/кг.

Т.к. - удельный импульс в системе СИ (м/с), то

На интервале разгона от 4 М до 6 М, согласно графику на фиг. 2

JC=Const, а Нu(МТ)=40⋅106 Дж/кг - величина постоянная, то из этого следует, что

Т.к. на интервале в одну секунду - это есть скорость полета (Uп), тогда выражение (3) примет вид:

Таким образом, из выражения (4) видно, что рост скорости полета Uп прямо пропорционален росту пропульсивного КПД.

Согласно графику на фиг. 3 пропульсивный КПД на разгонной траектории от 4 М до 6 М достигает своего максимального значения: ηр=0,6. Дальнейший рост скорости полета ведет к монотонному падению пропульсивного КПД, что приводит к снижению скорости - данное утверждение приведено в книге «Аэродинамическое проектирование самолетов», автор Д. Кюхеман.

Если равенство ηр=0,6 развернуть, то становится понятен физический смысл пропульсивного КПД, т.е. тепловая энергия запасенного топлива при ηр=0,6 распределяется следующим образом:

0,6 Дж - идет на полезную работу тяги, а

0,4 Дж - на «паразитный» разогрев набегающего потока воздуха.

Следовательно, рост скорости полета ГЛА зависит от преобразователя тепловой энергии в полезную работу тяги, т.е. от ПВРД с. г. - это возможно достичь на разгонной траектории при условии механизации воздухозаборника и КС для сохранения их оптимальных параметров.

Определим максимальную крейсерскую скорость (Uп) при ηр=0,6 на крейсерской высоте полета ГЛА, равной 27⋅103 м, где скорость звука αзв=298,78 м/с; земное ускорение g=9,724 м/с2.

На графике фиг. 2 при удельной теплоте сгорания Нu=43⋅106 Дж/кг импульс равен 1260 с. При пересчете на МТ с удельной теплотой сгорания Нu(МТ)=40⋅106 Дж/кг удельный импульс модифицированного топлива составит Jс(MT)=1172 с.

Из выражения (4) определим Uп:

Т.к. , то , т.е. М=7.

При технической реализации концепции эта скорость, как показывает практика, будет несколько ниже - это подтверждается американцами. Испытания по программе Х-51А проводятся в исследовательском центре НАСА Лэнгли. Целью этой программы является демонстрация возможности создания ПВРД с. г. масштабируемой размерности, исследования по выбору и разработке термостойких материалов, интеграции планера и двигателя, а также других ключевых технологий необходимых для осуществления полета в интервале от 4,5 М до 6,5 М.

Таким образом, при полете ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе, с последующей его модификацией, была достигнута максимальная скорость полета, полученная расчетным путем, равная 7 М, с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета.

1. Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата, содержащая прямоточный реактивно-воздушный двигатель с камерой сгорания, тракт прямоточного двигателя, систему тепловой защиты, отличающаяся тем, что система активной тепловой защиты обшивки гиперзвукового летательного аппарата выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров, расположенной между внутренней и внешней оболочками обшивки летательного аппарата, парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя; при этом первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания, и двухконтурный щелевидный с каталитическим покрытием термохимический реактор с отверстиями, расположенными в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора.

2. Способ подачи углеводородного топлива в систему для гиперзвукового летательного аппарата, при котором исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания, причем термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора, отличающийся тем, что одну часть исходного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном подают в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя для смешивания со сверхзвуковым воздушным потоком, другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе в соотношении 1:2 и эту парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный термохимический реактор, где на каталитическом покрытии реализуют паровую конверсию топлива с наработкой водородсодержащего газа, а из него - в камеру сгорания.



 

Похожие патенты:

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства. На гиперзвуковых скоростях полета (М>5) в проточную часть подается вода.

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых крылатых ракетах с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах.

Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, включающему детонационную камеру, и к летательному аппарату, содержащему такой прямоточный реактивно-воздушный двигатель.

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.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, два турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полете кривизной крыла содержит фюзеляж, крыло с изменяемой кривизной, выполненное в виде неподвижно закрепленной к фюзеляжу центральной кессон-секции и поворотных относительно ее подольных кессон-секций, соединенных с центральной кессон-секцией по верхней поверхности при помощи скользящего соединения, а по нижней поверхности – шарнирно, и снабженных замками крайних положений.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, вертикальное оперение и элероны. Законцовки крыла выполнены расщепляющимися, состоящими из двух половинок: неподвижной нижней, составляющей единый профиль с крылом, и нижней подвижной, имеющей возможность отклоняться вниз на 90 градусов.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой преобразуемый самолет содержит фюзеляж (3), трапециевидное ПГО, стабилизатор (7), силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями (18), смонтированных на конце фюзеляжа (3) на верхних и боковых его частях.

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров. Система содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя. Первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания. Способ подачи топлива в систему включает подачу углеводородного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя. Другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе и парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный термохимический реактор, а из него - в сверхзвуковую камеру сгорания. Обеспечивается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх