ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1995 года по МПК F02K7/08 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и воздушно-космических самолетов.

Известен регулируемый прямоточный двигатель для полета до М = 7, который располагается под крылом летательного аппарата (ЛА). Поверхность крыла используется для предварительного сжатия воздуха и расширения газа. Камера сгорания выполнена прямоугольного сечения, нижняя панель криволинейной формы, образующая сужающийся - расширяющийся канал с критическим сечением посредине. Геометрические параметры двигателя регулируются с помощью привода, изменяющего положение нижней подвижной панели за счет ее шарнирного закрепления.

Недостатком известного регулируемого прямоточного двигателя является узкий диапазон его применения, обусловленный дозвуковым сгоранием топлива при данных возможностях изменения геометрии камеры сгорания, так как плавный длинный переход сужающегося канала в расширяющийся с критическим сечением в середине приводит к большим потерям давления из-за малых градиентов скорости потока в зоне критического сечения.

Целью изобретения является расширение эксплуатационного диапазона.

Это достигается тем, что прямоточный двигатель, содержащий камеру сгорания прямоугольного сечения, образованную неподвижной с шарнирной опорой и подвижной относительно нее панелями, последняя из которых шарнирно соединена с одним концом тяги с приводом, и систему впрыска топлива, снабжен дополнительной тягой с приводом, шарнирно закрепленной на подвижной панели и соединяющей ее с неподвижной панелью, причем шарнирная опора соединена с другим концом тяги с приводом. Тяги с приводами установлены вне камеры сгорания.

На фиг. 1 показан летательный аппарат с двигателем, общий вид; на фиг. 2 - прямоточный двигатель, общий вид; на фиг. 3 - сечение А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - панели в положении сверхзвукового горения; на фиг. 5 - панели, убранные в корпус ЛА.

Прямоточный двигатель содержит камеру 1 сгорания с каналом 2, образованную неподвижной и подвижной панелями 3 и 4. Подвижная панель 4 выполнена с боковыми стенками 5, неподвижная панель 3 может быть выполнена как единое целое с поверхностью корпуса ЛА. Механизм регулирования положения подвижной панели 4 выполнен в виде тяги 5 и дополнительной тяги 6 с соответствующими приводами 7 и 8, выполненными в виде домкратов.

Камера сгорания снабжена системой 9 впрыска топлива. Для регулирования положения подвижной панели 4 в зависимости от режимов работы двигателя возможно использование задатчика положения подвижной панели 4, связанного с системой управления. Контакты тяги 5 соответственно соединены через шарнирную опору 10 с неподвижной панелью 3, а через шарнир 11 - с подвижной панелью 4. Концы дополнительной тяги 6 соответственно соединены шарнирно с подвижной панелью 4 и жестко - с неподвижной панелью 3. Приводы 7 и 8 и тяги 5 и 6 установлены вне камеры сгорания, т. е. вне зоны горения.

Прямоточный двигатель работает следующим образом.

Приводы 7 и 8 подвижной панели 4 позволяют установить три дискретных ее положения, образуя при этом следующую форму канала 2 камеры 1 сгорания:
сужающуюся (фиг. 2) для организации горения топлива в дозвуковом режиме работы;
расширяющуюся (фиг. 4) для организации горения топлива в сверхзвуковом режиме работы.

При неработающем двигателе подвижная панель 4 полностью убирается в неподвижную панель 3.

Задаваемая программой длина тяги 5 и дополнительной тяги 6 регулируется приводом 7 и дополнительным приводом 8, выполненными в виде домкратов, причем тяга 5 за счет соединения ее концов с шарнирной опорой 10 и шарниром 11 имеет возможность вращения вокруг оси.

Возможность регулирования формы канала с обеспечением различных (дозвуковых, сверхзвуковых) скоростей сгорания топлива, а также возможность изменения геометрических размеров канала обеспечивают применение прямоточного двигателя в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей, включая орбитальные скорости.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и воздушно-космических самолетов. Цель изобретения - расширение эксплуатационного диапазона. Приводы 7, 8 подвижной панели 4 за счет изменения длин тяги 5 и дополнительной тяги 6 принимают следующие дискретные ее положения относительно неподвижной панели 3 с образованием при этом следующих форм канала 2 камеры 1 сгорания: сужающуюся для организации горения топлива в дозвуковом режиме работы, расширяющуюся для организации горения топлива в сверхзвуковом режиме работы. При неработающем двигателе подвижная панель 4 полностью убирается в неподвижную панель 3. Приводы 7, 8 и тяги 5, 6 установлены вне камеры сгорания. Таким образом регулирование формы канала с обеспечением различных (дозвуковых, сверхзвуковых) скоростей сгорания топлива, а также возможность изменения геометрических размеров канала обеспечивают применение прямоточного двигателя в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей , включая орбитальные скорости. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий камеру сгорания прямоугольного сечения, образованную неподвижной с шарнирной опорой и подвижной относительно нее панелями, последняя из которых шарнирно соединена с одним концом тяги с приводом, и систему впрыска топлива, отличающийся тем, что, с целью расширения эксплуатационного диапазона, он снабжен дополнительной тягой с приводом, шарнирно закрепленной на подвижной панели и соединяющей ее с неподвижной панелью, причем шарнирная опора соединена с другим концом тяги с приводом. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что тяги с приводами установлены вне камеры сгорания.