ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1995 года по МПК F02K7/18 

Изобретение относится к двигательным установкам, предназначенным для тяжелых многоступенчатых летательных аппаратов (ЛА), в частности к двигательным установкам 2-й ступени на основе прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), предназначенным для интенсивного разгона тяжелых ЛА до скоростей и высот, обеспечивающих их дальнейший разгон при помощи 3-й ступени ( разгонный ПВРД), и для интенсивного разгона и дальнейшего маршевого полета тяжелых ЛА различного назначения (разгонно-маршевый ПВРД).

В первом случае для вывода многоступенчатых ЛА в настоящее время применяются малоэкономичные твердотопливные и жидкостные реактивные двигатели. При необходимости увеличения массы последней ступени значительно возрастает стартовая масса, что не всегда приемлемо. Стартовая масса может быть уменьшена, если на атмосферном участке полета (на 2-й ступени) вместо традиционных двигателей применить более экономичный ПВРД, способный работать при больших сверхзвуковых скоростях полета.

Во втором случае при разгонно-маршевом режиме полета ЛА более раннее включение ПВРД на разгонном участке траектории позволяет также уменьшить стартовую массу за счет сокращения размеров I-й ступени. Однако попытка использовать ПВРД в качестве двигателя 2-й ступени или на разгонном участке траектории наталкивается на некоторые трудности, связанные со следующими особенностями ПВРД.

Процессы сжатия воздуха в воздухозаборнике и расширения продуктов сгорания в сопле происходят вследствие торможения потока в скачках уплотнения в воздухозаборнике и изменения геометрических размеров газовоздушного проточного тракта. Для достижения наилучших тягово-экономических характеристик ПВРД для каждого числа М полета требуется своя геометрия газовоздушного тракта. В связи с этим разгонный или разгонно-маршевый ПВРД не может быть оптимальным во всем рабочем диапазоне чисел М полета.

Для повышения характеристик такого ПВРД требуется регулирование его геометрии, в первую очередь размеров критического сечения сопла.

Тяга ПВРД зависит от числа М полета и от параметров атмосферы. При небольших числах М полета (М < 2) и на больших высотах тяга ПВРД невелика.

ПВРД не имеет стартовой тяги и летательному аппарату с ПВРД необходим начальный разгон при помощи I-й ступени. Величина числа М в конце работы I-й ступени определяется на основе компромисса между размерами I-й ступени и тягово-экономическими характеристиками ПВРД. В связи с этим величина числа М в конце работы I-й ступени выбирается, как правило, минимально допустимой.

В связи с кратковременным режимом работы разгонного ПВРД конструкция последнего должна быть с нерегулируемой геометрией газовоздушного тракта или с простейшим регулированием.

Известна двигательная установка (см. патент США N 3482403), включающая в себя ПВРД на жидком топливе. Камера сгорания ПВРД заполнена твердым топливом и имеет бак с жидким горючим, которые расположены соосно один за другим и помещены в общую цилиндрическую оболочку. Между сферическими днищами камеры сгорания и бака с жидким горючим имеется воздушная камера с отверстиями в силовой оболочке, закрывающимися створками. В сферическом днище камеры сгорания имеются отверстия с заглушками, которые удерживаются давлением твердого топлива. При работе двигателя сначала выгорает твердое топливо. Так как после этого давление в камере сгорания падает, заглушки отверстий в сферическом днище РДТТ выпадают. Одновременно открываются створки воздушной камеры и воздух начинает поступать в камеру сгорания. Сюда же с этого момента поступает жидкое горючее из бака по трубопроводу с форсунками. Тепло, накопленное в камере сгорания за время горения твердого топлива, способствует воспламенению жидкого горючего на режиме работы прямоточного двигателя.

Размещение заряда твердого топлива I-й ступени непосредственно в камере сгорания ПВРД позволяет заметно уменьшить габариты двигательной установки по сравнению с тандемной компоновкой, что является несомненным преимуществом, несмотря на некоторое увеличение массы корпуса камеры сгорания ПВРД. Однако после срабатывания I-й ступени схема ПВРД остается традиционной В связи с этим интенсивный разгон тяжелого ЛА может не реализоваться.

Известна двигательная установка (см. патент Франции N 2049665, кл. F 02 К 9/00, 1971), в камере сгорания ПВРД которой расположен двигатель I-й ступени РДТТ. Запуск РДТТ осуществляется путем подачи сигнала на воспламенитель РДТТ. При этом происходит поджигание и горение заряда твердого топлива, в результате чего создается тяга стартового режима.

Размещение в камере сгорания ПВРД двигателя I-й ступени в собственном корпусе повышает надежность двигательной установки, но также как и в аналоге ПВРД после срабатывания I-й ступени по-прежнему имеет традиционную схему и по тем же изложенным выше причинам интенсивный разгон тяжелого ЛА может не реализоваться.

Целью изобретения является повышение тягово-экономических характеристик ПВРД, предназначенного для разгона тяжелого ЛА, и улучшение за счет этого параметров траектории ЛА в конце разгона на ПВРД.

Для этого в ПВРД, содержащем воздухозаборник, камеру сгорания, сопла, форсажный двигатель твердого топлива, расположенный по оси камеры сгорания так, что воздухозаборник сообщен с соплом, а задний срез форсажного двигателя расположен в конце камеры сгорания перед входом в сопло, вводится дополнительный узел расфиксации и фиксации форсажного двигателя, установленного с возможностью его перемещения вдоль оси камеры сгорания до входа заднего среза в критическое сечение сопла.

Размещение форсажного двигателя кратковременного действия во внутреннем объеме кольцевой камеры сгорания соосно с камерой и в свободном от процесса сгорания объеме позволяет сразу после срабатывания I-й ступени запустить одновременно ПВРД и РДТТ. Повышенная температура и суммарная тяга двух двигателей обеспечивают интенсивный начальный разгон ЛА, в конце которого (после срабатывания форсажного РДТТ) ПВРД приобретает способность развивать повышенную собственную тягу. Кроме того, перемещение после срабатывания РДТТ опорожненного корпуса РДТТ вдоль оси камеры сгорания в зону критического сечения сопла дополнительно повышает характеристики ПВРД за счет одноразового уменьшения площади критического сечения до оптимального значения для достигнутого числа М полета.

На фиг. 1 изображена общая схема ПВРД; на фиг.2 узел I на фиг.1 (узел расположения форсажного двигателя в камере сгорания ПВРД); на фиг.3 узел II на фиг. 2 (схема крепления форсажного двигателя во время форсирования); на фиг.4 узел II на фиг.2 (схема крепления форсажного двигателя после перемещения в критические сечение сопла); на фиг.5 разрез А-А на фиг.3.

Предлагаемый ПВРД содержит воздухозаборник 1. В воздухозаборнике 1 в передней части размещается 3-я ступень ракеты 2, в задней части воздухозаборника размещен бак с жидким топливом 3. В агрегатном отсеке 4 расположены агрегаты подачи и регулирования расхода жидкого топлива (не показаны). Камера сгорания 5 имеет кольцевую форму поперечного сечения. В начале камеры сгорания 5 располагаются устройства подачи жидкого топлива в воздушный поток 6 и стабилизаторы пламени 7. На оси камеры сгорания 5 в ее свободном от процесса сгорания внутреннем объеме размещен форсажный двигатель твердого топлива 8. Задний срез 9 двигателя 8 установлен в конце камеры сгорания перед входом 10 сопла 11. Размеры и установка двигателя 8 таковы, что кольцевой канал 12 воздухозаборника 1 постоянно сообщен через камеру сгорания 5 с соплом 11. Двигатель 8 закреплен на центральном теле 13 камеры сгорания 5 с помощью устройства 14. Корпус 15 двигателя 8 установлен в центральном теле 13 с помощью стопорных элементов 16 и фиксаторов 17 с возможностью перемещения по оси камеры сгорания и фиксации в зоне критического сечения 18 сопла 11. Внешний диаметр корпуса 15 выбирается, исходя из требований регулирования критического сечения сопла, а длина не должна превышать длину камеры сгорания 5.

Двигатель работает следующим образом.

После срабатывания и отделения I-й ступени включаются ПВРД на жидком топливе и двигатель 8. При этом через сопло ПВРД будут проходить выхлопные газы обоих двигателей. Сразу после окончания работы двигателя 8 происходит разъединение корпуса 15 и центрального тела 13 камеры сгорания 5 за счет устройства 14 и корпус 15 перемещается в критическое сечение 18 сопла 11, где фиксируется при помощи стопорных элементов 16 и фиксаторов 17. Далее ПВРД функционирует с новым значением критического сечения сопла.

Изобретение относится к двигательным установкам, предназначенным для тяжелых многоступенчатых летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является повышение тягово-экономических характеристик ПВРД, предназначенного для интенсивного расгона тяжелого ЛА, и улучшение за счет этого траектории полета ЛА в конце разгона на ПВРД. Предлагаемый ПВРД содержит форсажный двигатель твердого топлива, размещенный на оси кольцевой камеры сгорания 5 так, что кольцевой канал 12 воздухозаборника постоянно сообщен с соплом 11. Задний срез 9 двигателя расположен в конце камеры сгорания перед входом в сопло 11, а корпус 15 установлен с возможностью перемещения по оси камеры сгорания 5 и фиксации его в зоне критического сечения сопла 11. 5 ил.

ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ для летательного аппарата, содержащий воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, форсажный двигатель твердого топлива, расположенный по оси камеры сгорания так, что воздухозаборник сообщен с соплом, а задний срез форсажного двигателя расположен в конце камеры сгорания перед входом в сопло, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен узлом расфиксации и фиксации форсажного двигателя, установленного с возможностью его перемещения вдоль оси камеры сгорания до входа заднего среза в критическое сечение сопла.