Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты)

Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, подачу воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло. Также осуществляют отвод части воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия. Отвод осуществляют с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства. При этом отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла. Для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключение дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, в которых рабочее тело используется для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием за счет скоростного напора, в частности, к сверхзвуковым (СПВРД).

Известен способ запуска сверзвукового воздухозаборного устройства (ВЗУ), патент JP №2000192823, включающий сжатие сверхзвукового воздушного потока многоскачковой поверхностью торможения ВЗУ, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ через решетку отверстий и канал сообщения в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока через отверстие с внешней стороны корпуса, измерение статического давления в горле ВЗУ датчиком и, после увеличения статического давления в горле ВЗУ, перекрытие канала сообщения устройством перекрытия. Известный способ позволяет увеличить коэффициент восстановления полного давления в угловой точке дроссельной характеристики ВЗУ за счет дополнительного уменьшения площади проходного сечения его горла. При использовании известного способа запуска ВЗУ в составе проточного тракта СПВРД, увеличивается статическое давление в горле (минимальном проходном сечении) ВЗУ, что обеспечввает возможность пропорционального увеличения рабочего давления продуктов сгорания топлива в камере сгорания СПВРД, за счет уменьшения площади критического сечения его реактивного сопла, при этом увеличивается степень расширения продуктов сгорания топлива в раструбе (расширяющейся части) реактивного сопла и их скорость на выходе из реактивного сопла. Благодаря этому обеспечивается возможность при одинаковых габаритах СПВРД и расходе топлива, увеличить тягу СПВРД, или, для получения необходимой тяги СПВРД уменьшить его габариты и расход топлива в его камеру сгорания, следовательно, в обоих случаях повысить тягово-экономические характеристики СПВРД.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками первого варианта предлагаемого способа повышения тягово-экономических характеристик СПВРД, являются следующие: способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками второго варианта предлагаемого способа повышения тягово-экономических характеристик СПВРД, являются следующие: способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства.

При реализации известного способа запуска ВЗУ в составе СПВРД, использование статического давления в горле воздухозаборного устройства для перекрытия воздуховода приводит к конструктивной сложности устройства перекрытия: наличию датчика статического давления в горле воздухозаборного устройства, преобразователя (поз. 19) сигнала датчика статического давления, соленоидального магнита, обмотка которого сообщена с преобразователем сигнала датчика статического давления, шиберной заслонки-слайда, установленной на направляющих и поджатой пружиной сжатия, захвата, удерживающего заслонку-слайд в открытом положении, с приводом от соленоидального магнита. Кроме того, отвод части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ на его наружную стенку приводит к ее дополнительному нагреву, вследствие того, что отводимый после сжатия многоскачковой поверхностью торможения воздушный поток имеет увеличенную температуру.

Технической задачей, на решение которой направлены варианты предлагаемого технического решения является упрощение конструкции СПВРД и исключение дополнительного нагрева наружной стенки ВЗУ.

Для достижения названного технического результата в первом варианте способа повышения тягово-экономических характеристик СПВРД, включающем сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

Для достижения названного технического результата во втором варианте способа повышения тягово-экономических характеристик СПВРД, включающем сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства, отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла, и для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива.

Отличительными признаками первого варианта предлагаемого СПВРД являются следующие: отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

Отличительными признаками второго варианта предлагаемого СПВРД являются следующие: отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла, и для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - упрощается конструкция СПВРД, исключается дополнительный нагрев верхней стенки ВЗУ и обеспечивается возможность повторного запуска СПВРД.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА с СПВРД для упрощения конструкции СПВРД, обеспечивающего повышенные тягово-экономические характеристики.

Способ поясняется устройством, представленным на чертежах, фиг. 1-3.

На фиг. 1 представлен вид СПВРД в разрезе, поясняющий устройство отвода части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ и устройство перекрытия воздуховода, выполненное в виде обратного клапана.

На фиг. 2 представлено сечение А-А фиг. 1, дополнительно поясняющее конструкцию обратного клапана в воздуховоде.

На фиг. 3 представлен вид СПВРД спереди, поясняющий конструкцию решетки отверстий на поверхности торможения ВЗУ перед его горлом и отверстия в стенке проточного тракта на входе в камеру сгорания (место вырыва корпуса СПВРД).

Представленный на чертежах СПВРД выполнен в виде корпуса 1 снабженного устройством 2 крепления к ЛА (на чертежах не показан), и содержащего проточный тракт, включающий ВЗУ 3 с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока, образованной поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к набегающему потоку воздуха (Wп), горлом 6 с наименьшим проходным сечением и изолятором 7 со слабо расширяющимся проходным сечением (на величину увеличения толщины пограничного слоя воздушного потока), для размещения косых скачков давления, замыкающих прямой скачок давления воздушного потока в наименьшем проходном сечении горла 6, диффузор 8, камеру 9 сгорания, реактивное сопло 10 с критическим сечением 11. На поверхности торможения 5 перед горлом 6 выполнена решетка 12 отверстий 13. В стенке 14 проточного тракта на участке 15 входа в камеру 9 сгорания выполнено отверстие, которое может быть выполнено, как в виде одного сплошного отверстия (на чертеже не показано), так и в виде нескольких отверстий 16, распределенных по участку 15. Корпус 1 снабжен воздуховодом 17, сообщающим отверстия 13 решетки 12 с отверстиями 16 участка 15. Воздуховод 17 снабжен устройством перекрытия, выполненным в виде обратного клапана, содержащего заслонку 18, размещенную в воздуховоде 17 на оси 19 поворота, установленной перпендикулярно к направлению отводимого воздушного потока над проходным сечением воздуховода 17 за заслонкой 18 в шарнирах 20, выполненных в стенке 21 воздуховода 17. Перед заслонкой 18 по переферии перпендикулярного сечения воздуховода 17 выполнено посадочное место 22 для заслонки 18. На оси 19 размещена пружина 23, закрепленная одним концом к стенке 21, а вторым концом к заслонке 18, и поджимающая заслонку 18 к посадочному месту 22. Корпус 1 снабжен воспламенительным устройством 24, сообщенным с камерой 9 сгорания и снабженным устройством 25 его включения, систему 26 подачи топлива в камеру сгорания и систему 27 управления, сообщенную линиями электрической связи с системой 26 подачи топлива в камеру сгорания и устройством 25 включения воспламенительного устройства 24.

СПВРД работает следующим образом. При разгоне ЛА отдельным разгонным устройством (на чертежах не показано) до сверхзвуковой скорости полета, благодаря торможению воздушного потока Wn (фиг. 1) в ВЗУ 3 поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к горизонту, воздушный поток скачкообразно тормозится в косых скачках давления, отраженных от этих поверхностей, с последовательным ступенчатым увеличением давления за каждым скачком, что обеспечивает максимальное статическое давлением воздуха на входе в горло 6. Максимальный расход воздуха через горло 6 определяется минимальной площадью его проходного сечения и скоростью звука в этом сечении, которая является максимальной и по которой определяется минимальная площадь проходного сечения горла 6 для прохода через изолятор 7, диффузор 8 в камеру 9 сгорания расхода воздуха, необходимого для обеспечения тяги реактивного сопла 10 СПВРД, потребной для полета ЛА. При этом, в минимальном сечении горла 6 образуется прямой скачок, за которым в изоляторе 7 скорость течения воздуха становится дозвуковой и располагаются косые скачки давления замыкающие прямой скачок давления. В предлагаемом СПВРД, как и в прототипе, реализуется увеличенный расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6, что позволяет уменьшить площадь минимального проходного сечения горла 6, при этом скорость звука в этом сечении устанавливается до момента разгона ЛА до скорости запуска СПВРД, а часть расхода воздуха, поступающего в ВЗУ 3, ~20÷60% отводится с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12 по воздуховодному каналу 17 и отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, под действием перепада давления между давлением на входе в горло 6 и пониженным до момента запуска СПВРД давлением в камере 9 сгорания, обусловленным тем, что критическое сечение 11 реактивного сопла 10 выбирается исходя из расхода через него подогретых, в результате сгорания топлива в камере 9 сгорания, газов. Динамическое давление отводимого по воздуховодному каналу 17 воздушного потока действует на заслонку 18 (фиг. 1), формируя силу, преодолевающую противоположно действующую силу пружины 23 (фиг. 2) и заслонка 18, поворачиваясь на оси 19 в шарнирах 20, отрывается от кольцевого посадочного места 22 и занимает положение у стенки 21 (фиг. 1), открывая проход для отводимого воздушного потока через проходное сечение кольцевого посадочного места 22 по воздуховодному каналу 17 через отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания. При дальнейшем увеличении скорости полета ЛА разгонным устройством, увеличивается степень увеличения статического давления воздушного потока в косых скачках давления, отраженных от поверхностей 4 и 5 торможения (степень сжатия воздушного потока в ВЗУ 3), следовательно, увеличиваются статическое давление и температура воздуха на входе в горло 6. Пропорционально увеличению этого давления увеличивается расход воздуха через окна 13 решетки 12 и расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6. Одновременно, с увеличением температуры воздуха, пропорционально квадратному корню из значении температуры, увеличивается скорость звука в воздухе, в минимальном проходном сечении горла 6, следовательно, увеличивается и расход воздуха через горло 6. С увеличением скорости течения воздуха через горло 6, увеличивается и скорость течения воздуха вдоль поверхности 5 торможения, что уменьшает рост статического давления воздуха на входе в окна 13, определяющего расход воздуха отводимого с поверхности 5 торможения. Это приводит к перераспределению первоначального соотношения расходов воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения и через горло 6 (20÷60% и 80÷40%), в пользу увеличения процента расхода воздуха, проходящего через горло 6. При увеличении расхода воздуха в камеру 9 сгорания до величины достаточной для обеспечения горения топлива в ней, система 27 управления задействует топливную систему 26 для подачи топлива в камеру 9 сгорания и его воспламенения. В случае, если температура топливно-воздушной смеси ниже температуры самовоспламенения топлива, система 27 управления выдает электропитание в устройство 25 включения воспламенительного устройства 24, которое обеспечивает розжиг топлива в камере 9 сгорания и увеличение в ней статического давления продуктов сгорания до значения, обеспечивающего создание реактивным соплом 10 необходимой тяги СПВРД. В связи с увеличением статического давления газов в камере 9 сгорания, уменьшается перепад давления по тракту воздуховода 17 и расход воздуха, отводимого по нему с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12. Соответственно, уменьшается скорость течения воздуха и его расход по воздуховоду 17 и, обратно пропорционально квадрату скорости воздуха, уменьшается динамическое давление воздуха, поворачивающее заслонку 18 в открытое положение. При этом пружина 23 поворачивает заслонку 18 вокруг оси 19 поворота, прижимая заслонку 18 к кольцевому посадочному месту 22, и незначительный расход воздуха по воздуховоду 17 окончательно прекращается, и весь расход воздуха из ВЗУ 3 через горло 6 поступает в камеру 9 сгорания, что дополнительно увеличивает в ней статическое давление газов и тягу реактивного сопла 10. В случае срыва пламени в камере 9 сгорания при эволюции ЛА, статическое давление воздуха в ней резко уменьшается, перепад статического давления на участке отводимого с поверхности 5 торможения воздуха в отверстия 13 решетки 12 до камеры 9 сгорания увеличивается, что приводит к возобновлению расхода воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения в камеру 9 сгорания, и цикл запуска СПВРД повторяется аналогично. Отвод воздуха подогретого, в результате сжатия в ВЗУ 3 осуществляется по воздуховоду 17 сообщения через отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, что, в отличие от прототипа, исключает дополнительный подогрев внешней стенки ВЗУ 3. Благодаря тому, что после запуска СПВРД заслонка 18 находится на посадочном месте 22 и поджата пружиной 23, воздуховод 17 перекрыт, и забросы давления в камере 9 сгорания на переходных режимах (например, при переходе на режим увеличенного расхода топлива и тяги реактивного сопла 10) не влияют на работу ВЗУ 3, что улучшает условия его работы и работы СПВРД в целом.

1. Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, отличающийся тем, что отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

2. Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, с подачей воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло, с отводом части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства, отличающийся тем, что отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла, и для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Электровзрывной реактивный пульсирующий двигатель включает полую диэлектрическую камеру, в отверстиях стенки которой и в изоляторах, изготовленных из упругого диэлектрика, расположены два разнополярных электрода Торцы электродов не выступают во внутреннюю полость камеры и расположены напротив друг друга или со смещением относительно друг друга.

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. .
Изобретение относится к авиации и космонавтике. .

Изобретение относится к области реактивной техники, в частности к вихревым установкам, и может быть использовано в качестве тягового устройства для транспортных систем.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты.

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах, а именно относится к ракетной технике, к реактивным двигателям ракет залпового огня типа земля-земля, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности.

Изобретение относится к эжекторным усилителям тяги (ЭУТ), которые устанавливаются на ракетных и авиационных двигателях. .

Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, подачу воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло. Также осуществляют отвод части воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия. Отвод осуществляют с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства. При этом отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла. Для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключение дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх