Способ работы двухрежимного реактивного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания. При этом цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой и обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя. Затем осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы. Изобретение позволяет повысить баллистическую эффективность летательного аппарата за счет снижения пассивного веса двигателя путем создания условий, позволяющих уменьшить толщину стенки камеры сгорания на втором режиме работы. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям.

Двухрежимный реактивный двигатель - двигатель, имеющий два режима работы: первый режим - при повышенном давлении и второй режим при пониженном давлении в камере сгорания.

Двухрежимные реактивные двигатели могут быть, в частности, ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ), ракетно-прямоточными двигателями (РПД) интегральной схемы, у которых заряд стартового двигателя не имеет собственного корпуса и размещен в камере сгорания маршевого двигателя, в которой дожигаются продукты неполного сгорания заряда последнего. В указанных типах двигателей стенка камеры сгорания - суть стенка корпуса двигателя. Ее толщина остается постоянной на обоих режимах работы двигателя.

Известны способы работы двухрежимных РДТТ, приведенные в описаниях к патентам РФ №№2379539 (опубл. 20.01.2010 г.), 2435979 (опубл. 10.12.2011 г.), каждый из которых включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Недостатком известных способов работы двухрежимного РДТТ является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.

Известен способ работы двухрежимного РПД (Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг, А.Л. Рейдель, М.Н. Степанов, Ю.И. Топчеев Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов - М.: Машиностроение, 1967, с. 14-15), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Недостатком известного способа работы двухрежимного РПД является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является способ работы двухрежимного РДТТ, приведенный в описании к патенту РФ №2362036 (опубл. 20.09.2009 г.), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Недостатком прототипа является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.

На втором режиме работы двигателя давление газов в камере сгорания существенно ниже, чем на первом. При этом толщина стенки камеры сгорания остается неизменной, определенной из условия работы двигателя на первом режиме при повышенном давлении.

Задачей предлагаемого технического решения является создание способа работы двухрежимного реактивного двигателя с расширенными эксплуатационными возможностями, пригодного как для РДТТ, так и РПД, обеспечивающего повышение баллистической эффективности летательного аппарата за счет снижения пассивного веса двигателя путем создания условий, позволяющих уменьшить толщину стенки камеры сгорания на втором режиме работы.

Поставленная задача решается заявляемым способом работы двухрежимного реактивного двигателя, включающим работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания. Особенность заключается в том, что цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой, обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя, и осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя отличается от прототипа и аналогов возможностью оптимизации толщины стенки камеры сгорания в процессе работы двигателя за счет совместной работы корпуса и коаксиальной оболочки, обеспечивающих работоспособность двигателя на первом режиме работы, и наличия операции сбрасывания коаксиальной оболочки при переходе на второй режим работы.

В уровне техники отсутствует способ работы двухрежимного реактивного двигателя, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.

Предложенное техническое решение иллюстрируется графическими изображениями.

На фиг. 1 представлен продольный разрез двухрежимного РДТТ с канально-щелевым зарядом. На первом режиме работы двигателя полностью выгорает щелевая зона заряда и частично канальная, что создает высокое давление газов в камере сгорания, а на втором режиме работы выгорает оставшаяся часть канальной зоны заряда, что создает более низкое давление в камере сгорания, вследствие уменьшения поверхности горения.

На фиг. 2 представлен продольный разрез двухрежимного РПД интегральной схемы. На первом режиме работы двигателя выгорает заряд стартового двигателя, что создает высокое давление в камере сгорания, а на втором режиме работы в камере сгорания дожигаются продукты сгорания заряда маршевого двигателя, что создает более низкое давление.

На фиг. 3 представлен вид А на фиг. 2.

Двухрежимный РДТТ (фиг. 1) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 2 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещен заряд, имеющий канальную 6 и щелевую 7 зоны. Оболочка 2 временно скреплена с корпусом 1. Оболочка 2 может быть оснащена выдвижными аэродинамическими поверхностями 8.

Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РДДТ осуществляют следующим образом.

Коаксиальную оболочку 3, выполненную по размеру всей цилиндрической части корпуса 1, временно крепят к нему в краевых зонах (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).

При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 в полете обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса 1, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.

При переходе двигателя на второй режим работы при пониженном давлении деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3, которая будет сброшена силой аэродинамического напора. Этому будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).

Двухрежимный РПД (фиг. 2) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 3 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещены стартовый твердотопливный интегральный двигатель 9 со сбрасываемым соплом 10 и маршевый двигатель 11. Сбрасываемое сопло 10 оснащено механической связью (фиг. 3) с оболочкой 3, например, в виде отдельных силовых элементов 12 (в частности, металлические уголки).

Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РПД осуществляют следующим образом.

Коаксиальную оболочку 3, выполненную с длиной, соответствующей длине стартового двигателя 9, временно крепят к корпусу 1 в краевых зонах оболочки 3 (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).

При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.

После окончания работы стартового двигателя 9 сгорает его переднее днище 13 и его остатки выбрасываются через сопло 10, летательный аппарат переходит на второй режим работы при пониженном давлении. При этом деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3. Сила, действующая на сопло 10 стартового двигателя 9, при сбрасывании сопла 10 за счет механической связи 12 будет передаваться на оболочку 3 и, в дополнение к силе аэродинамического напора, будет способствовать сбрасыванию оболочки 3 с корпуса 1. Этому же будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).

Пример 1.

Для двухрежимного РДТТ (фиг. 1) с канально щелевым зарядом массой 3,5 т на первом режиме работы давление в камере сгорания 2 составляет 8,8-9,0 МПа, на втором - 3,0-3,5 МПа. Длительность первого режима составляет 34 с, второго - 65 с. Диаметр корпуса с оболочкой - 0,8 м, длина цилиндрической части - 2,5 м.

При этом, при использовании способа согласно изобретению общая масса корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме работы двигателя составляет 850 кг, что соответствует постоянной массе корпуса на всех режимах работы двигателя, конструкция которого не предусматривает наличие оболочки, а общая толщина стенки корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме составляет 0,02 м, что соответствует постоянной толщине стенки камеры сгорания (корпуса) на всех режимах работы в конструкции двигателя, не предусматривающего наличие оболочки.

Для обеспечения прочности, устойчивости и предотвращения деформации корпуса 1 при работе на втором режиме при использовании сбрасываемой оболочки 3 достаточно толщины стенки камеры сгорания (корпуса) 1 равной 0,01 м.

После сбрасывания оболочки 3 пассивный вес двигателя на втором режиме работы уменьшится на 250 кг.

Усилие аэродинамического напора, действующего на оболочку 3 для рассматриваемого РДТТ, рассчитывают по формуле:

R1=CfS1ρV2/2,

где:

R1 - усилие аэродинамического напора, действующее на оболочку, н;

Cf - полный коэффициент сопротивления трения;

S1=6,28 м2 - площадь цилиндрической поверхности оболочки;

ρ=1,17 кг/м3 - плотность воздуха;

V - скорость полета летательного аппарата (ракеты), м/с.

В конце первого режима работы двигателя скорость ракеты достигнет значения 3М (1020 м/с).

При такой скорости полета Cf=0,0025 [Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя - М.: Наука, 1969, с 664].

Подставив значения величин в формулу для R1 получим:

R1=0,0025⋅6,28 м2⋅1,18 кг/м2⋅10202/2 м22=9637 н

Прочность временного скрепления оболочки 3 с корпусом 1 должна быть рассчитана исходя из этого значения.

Пример 2.

Для двухрежимного РПД (фиг. 2) со стартовым интегральным твердотопливным двигателем 9 с размерами корпуса 1, приведенными в примере 1 и с такой же скоростью полета ракеты (3М) в конце первого режима работы двигателя при переходе на второй режим работы давление Рк в камере сгорания 2 составляет 0,5 МПа (5⋅105 н/м2).

Наружный диаметр D сопла 10 стартового двигателя 9 составляет 0,55 м, а диаметр d его критического сечения - 0,21 м.

Площадь S2 поперечного сечения сопла 10, на которую действует давление Рк, составляет:

S2=π(D2-d2)/4 м2=3,14(0,552-0,212)/4 м2=0,203 м2

Под действием давления Рк в камере сгорания 2 на втором режиме работы РПД на сбрасываемое сопло 10 действует усилие:

R2=Pк⋅S2=5⋅105 н/м2⋅0,203 м2=101500 н

Это усилие, за счет механической связи 12 между соплом 10 и оболочкой 3, добавится к усилию аэродинамического напора R1, действующего на оболочку 3 при ее сбрасывании с корпуса 1.

Антифрикционное покрытие 5 применительно и к РДТТ и к РПД выполняют, например, из листового фторопласта (ГОСТ 24222-80) или путем напыления расплавленного фторопласта. Параметры аэродинамических поверхностей 8 и необходимость их применения определяются особенностями конкретного двухрежимного реактивного двигателя.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемого способа работы двухрежимного реактивного двигателя особенно перспективно для двигателей последних ступеней беспилотных летательных аппаратов (ракет).

Способ работы двухрежимного реактивного двигателя, включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания, отличающийся тем, что цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой, обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя, и осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы.



 

Похожие патенты:

Двигатель // 2669220
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .
Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения.

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 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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания. При этом цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой и обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя. Затем осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы. Изобретение позволяет повысить баллистическую эффективность летательного аппарата за счет снижения пассивного веса двигателя путем создания условий, позволяющих уменьшить толщину стенки камеры сгорания на втором режиме работы. 3 ил.

Наверх