ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1997 года по МПК B64D27/00 

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано на гиперзвуковых летательных аппаратах (ГЛА), включая воздушно-космические самолеты, предназначенные для доставки полезной нагрузки на рабочие или промежуточные орбиты.

Известны технические решения по соосному расположению различных типов двигателей в канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя /ПВРД/. Например, аэрокосмический самолет, снабженный двигательной установкой /ДУ/, в канале ПВРД которого расположен ракетный двигатель [1] Однако наличие в канале ПВРД центрального тела, которое в ряде случаев используется для размещения на его боковой поверхности топливных форсунок, ограничивает возможности ПВРД [2]
Известны другие технические решения, в которых расширение возможностей ПВРД решают, например, путем изготовления ПВРД двухступечатым и по мере приближения к гиперзвуковой скорости происходит сбрасывание первой группы /Патент США N 4338783 от 13.07.82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, НКИ 60/225/. Одноразовое применение первой группы повышает стоимость ДУ при массовых полетах ЛА.

Известна силовая установка гиперзвукового самолета, которая по максимальному количеству сходных признаков, принимается за прототип [3]
Известная силовая установка содержит отдельные узлы прямоточного, ракетного и газотурбинного двигателей и обеспечивает тягу от старта до скорости, соответствующей М 8. Основой двигателя является прямоточный канал с входными устройствами и группой малых ракетных сопел, расположенных в проточной части и убирающихся при скоростях M 6. При более высокой скорости вход в компрессор закрывается, а пилон с малыми ракетными соплами втягивается, освобождая проходное сечение прямоточного канала. Комбинированный двигатель работает как чисто прямоточный.

В рассмотренном двигателе недостатками являются:
Наличие двух самостоятельных проточных контуров /компрессорный и прямоточный/, что утяжеляет конструкцию двигателя;
ограничение по скорости /M ≅ 8/;
необходимость использования жидкого кислорода при работе жидкостного ракетного двигателя.

Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях.

Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что, как и прототип, двигательная установка гиперзвукового ЛА содержит воздухозаборник, газодинамический входной диффузор, сопло и прямоточный воздушно-реактивный двигатель /ПВРД/. В канале ПВРД коаксиально и подвижно на пилонах размещен турбореактивный двигатель (ТРД), снабженный механизмом перекрытия прямоточного канала и поясами топливных форсунок на боковой поверхности ТРД.

В отличие от прототипа в заявляемом техническом решении воздухозаборник снабжен ионизаторами. Между диффузором и ТРД в канале двигательной установки на взаимноперпендикулярных сторонах стенок канала расположены магниты и электроды, образующие магнитогазодинамический /МГД/ канал, за которым следует пилонный блок с системой подачи топлива. В нижней стенке ТРД размещены электроды. Ответные им электроды расположены соответственно на нижней стенке прямоточного канала. На перпендикулярно расположенных стенках канала размещены магниты. При определенном режиме работы они образуют МГД-ускоритель. В стенке прямоточного канала над ТРД выполнен отсек для него, который герметично закрыт створками. Створки снабжены окнами, через которые проходят пилоны, или электроды ТРД, обжатые герметичными задвижками.

Совокупность существенных признаков заявляемого изобретения обеспечивает достижение технического результата, который заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. Ионизаторы, которыми снабжен воздухозаборник, обеспечивают дополнительную ионизацию воздушного потока. В магнитогазодинамическом канале (генераторе) и на пилонном блоке происходит торможение этого воздушного потока. Наличие пилонного блока, кроме того, обеспечивает не только полноту сгорания, но и полную рекомбинацию частиц истекающего из сопла потока. Магнитогазодинамическое воздействие на поток в тракте гиперзвукового ПВРД приводит:
к уменьшению неравномерности поля скоростей;
повышению давления перед входом в камеру сгорания;
снижению местного числа М в зоне горения;
уменьшаются потери, связанные с неравномерностью потока при истечении газа из сопла.

Совокупность заявленных признаков обеспечивает улучшение экономических показателей ДУ, в том числе и удельный импульс.

на фиг. 1 изображена схема взаимного расположения элементов заявляемого ДУ; на фиг. 2 расположение ТРД в канале ПВРД заявляемого ДУ при открытых створках; на фиг. 3 увеличено створки с окнами и задвижками.

Двигательная установка гиперзвукового ЛА (фиг. 1) содержит воздухозаборник 1, газодинамический входной диффузор 2, сопло 3. В канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя 4 размещен коаксиально и подвижно на пилонах 5 турбореактивный двигатель 6, снабженный механизмом перекрытия 7 прямоточного канала. На боковой поверхности ТРД 6 расположены пояса топливных форсунок 8. Воздухозаборник 1 снабжен ионизаторами 9. На стенках канала двигательной установки за диффузором 2 расположены взаимно перпендикулярно магниты 10 и электроды 11. Они образуют магнитогазодинамический канал, который при определенном режиме работы ДУ может выполнять функцию генератора (МГД-генератор). Далее расположен пилонный блок 12 с системой подачи топлива. Это увеличивает длину прямоточного канала. На участке прямоточного канала за пилонным блоком 12 расположены на противоположных стенках магниты 13, а на нижней стенке канала электроды 14. Ответные им электроды 14 размещены соответственно на нижней стенке турбореактивного двигателя 6. В прямоточном канале над ТРЛ 6 выполнен отсек 15 для него, который герметично закрыт створками 16. Створки снабжены окнами 17, через которые проходят пилоны 5 или электроды 14 ТРД, обжатые герметичными задвижками 18. Работу двигателей установки целесообразно рассмотреть на различных режимах полета летательного аппарата:
1 режим: M ≈ 0 3;
2 режим: М ≈ 3 6;
3 режим: М ≈ 6 12 и более;
4 режим: M > 0,8
5 режим: М ≈ 0,8 0.

1 режим. В исходном состоянии ТРД 6 зафиксирован пилонами 5 и механизмом перемещения в канале ПВРД 4. При этом пилоны 5 обжаты герметичными задвижками 18. Механизм перекрытия 7 закрывает канал ПВРД. Запускается ТРД 6. Набегающий поток воздухозаборником 1 через диффузор 2 направляется на вход ТРД 6. Подача топлива осуществляется по магистралям, которыми снабжены пилоны 5. С помощью ТРД 6 летательный аппарат разгоняется до сверхзвуковой скорости (М ≈ 3), при которой возможна работа ПВРД 4, т. е. происходит переход на второй режим работы.

2 режим. Механизм перекрытия 7 прямоточного канала закрывает ТРД 6 и открывает проход воздуха по каналам ПВРД 4. При этом топливо, проходя по магистралям пилонов 5, впрыскивается в канал ПВРД 4 форсунками 8. Скорость увеличивается и достигает величины, соответствующей M ≈ 6, т. е. гиперзвуковой скорости.

3 режим. Прекращается подача топлива через форсунки 8. Створки 16 открываются и механизмом перемещения и фиксации ТРД 6 переводится в нерабочее положение путем втягивания его из канала ПВРД в специальный отсек 15. Створки 16 закрывают канал ПВРД. В окнах 17, через которые проходили пилоны 5, задвижками 18 обжимаются электроды 14, расположенные на корпусе ТРД 6. Таким образом участок канала ПВРД 4, где находился ТРД 6, преобразуется в МГД-ускоритель. ПВРД 4 переходит в режим работы гиперзвукового ПВРД, при котором топливо подается в ПВРД 4 через пилонный блок 12. По мере роста скорости и высоты полета создаются условия для ионизации набегающего потока ионизаторами 9, расположенными на воздухозаборнике 1. Частично заторможенный диффузором 2 ионизированный поток в дальнейшем затормаживается в МГД-канале, образованном магнитами 10 и электродами 11. Для увеличения скорости при необходимости может подключаться в работу МГД-ускоритель из магнитов 13 и электродов 14, расположенных на участке канала ПВРД 4, освобожденном от ТРД 6. Скорость достигает крейсерской величины, например М 12. Поток истекает через сопло 3.

4 режим. Режим планирования с малой тягой, который заканчивается при М 6 4 и переходит режим планирования с выключенным ПВРД 4. Гашение скорости происходит за счет аэродинамического торможения корпусом. Полет с выключенной двигательной установкой продолжается до скорости, соответствующей M ≈ 0,8, т. е. до звуковой скорости полета.

5 режим. Для обеспечения маневра на этапе посадки ТРД 6 переводится в рабочее положение: открываются створки 16 и ТРД 6 механизмом перемещается из отсека 15 переводится в канал ПВРД 4 в рабочее положение. Отсек 15 герметически перекрывается створками 16, задвижки 18 геометрически обжимают пилоны 5. Механизм перекрытия 7 перекрывает канал ПВРД 4. ТРД 6 включается в работу с последующим его выключением после посадки.

Таким образом, использование дополнительно ионизированного воздушного потока, ТРД 6 в сочетании с ПВРД 4 и МГД-ускорителем позволяет увеличить удельный импульс двигательной установки на 100 с и более. Это обеспечивает достижение необходимых гиперзвуковых скоростей полета.

Использование: из гиперзвуковых летательных аппаратах, включая воздушно-космические самолеты, предназначенные для доставки полезной нагрузки на рабочие и промежуточные орбиты. Сущность изобретения: заключается в преобразовании канала комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с воздушно-реактивным двигателем в канал гиперзвукового прямоточного двигателя и магнитогидродинамического ускорителя. При этом комбинированный прямоточный воздушнореактивный двигатель снабжен воздухозаборником с магнитогазодинамическим устройством, включающим ионизаторы, магниты и электроды, расположенные на взаимноперпендикулярных стенках канала воздухозаборника, а за воздухозаборником выполнен установленный на убирающихся пилонах турбореактивный двигатель. Последовательное включение в работу двигателей и использование при этом магнитогидродинамического ускорителя повышает энергетические характеристики установки и ее экономичность. 3 ил.

Двигательная установка гиперзвукового летательного аппарата, содержащая воздухозаборник, газодинамический входной диффузор, сопло, прямоточный воздушно-реактивный двигатель с размещенным в его канале на пилонах турбореактивным двигателем, расположенным коаксиально и подвижно, снабженным механизмом перекрытия прямоточного канала и поясами форсунок, расположенными на его боковой поверхности, отличающаяся тем, что воздухозаборник снабжен ионизаторами, а в канале двигательной установки за диффузором на взаимно перпендикулярных сторонах прямоточного канала расположены магниты и электроды, образующие магнитогазодинамический канал, и далее пилонный блок с системой подачи топлива, за которым на стенках прямоточного канала расположены магниты, а на взаимно перпендикулярных стенках электроды, ответные электродам, размещенным на нижней стенке турбореактивного двигателя, над которым в прямоточном канале выполнен отсек, закрытый разъемными герметичными створками, снабженными окнами с герметичными задвижками.