ГИПЕРЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1998 года по МПК F02K7/08 

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано в двигательных установках воздушно - космических самолетов, крылатых ракет и других гиперзвуковых летательных аппаратов.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, расположенный под фюзеляжем воздушно - космического самолета, представляющий собой щелевой канал переменного сечения, содержащий сверхзвуковой диффузор внутреннего сжатия, камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расширяющегося участка, и расширяющееся сопло, с расположенными в камере сгорания поясами топливных форсунок. Для повышения эффективности работы двигателя поверхность крыла самолета используется в качестве дополнительного элемента сжатия и расширения, а часть форсунок вынесена во входной диффузор [1].

Основным недостатком известной схемы гиперзвукового прямоточного двигателя является низкая эффективность смесеобразования и горения при распылении жидкого топлива в сверхзвуковом потоке, что приводит к увеличению длины прямоточной камеры сгорания.

Известен комбинированный ракетный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания, спрофилированную для сверхзвукового горения, систему подачи жидкого топлива и ракетный двигатель твердого топлива с вращающимися газоводами, оснащенными механическими приводами. В форсуночные головки газоводов осуществляется подача жидкого топлива. Газоводы оканчиваются соплами Лаваля с эллиптическими выходными сечениями, в стенках которых выполнены сквозные окна. При вращении газоводов сверхзвуковой поток топлива, представляющего собой смесь продуктов сгорания твердого топлива и паров жидкого топлива, истекает соосно сверхзвуковому потоку в прямоточной камере сгорания, и частично - в радиальной плоскости камеры сгорания в виде вращающихся струй, что способствует более интенсивному смесеобразованию, с дальнейшим дожиганием топливовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке [2].

В комбинированном ракетном двигателе с вращающимися газоводами эффективность смешения выше, чем в двигателе - аналоге, но усложнение конструкции, включающей дополнительные механические приводы и источник энергии - ракетный двигатель твердого топлива, ведет к повышению стоимости двигателя и снижению его надежности. Кроме того, время эффективной работы двигателя ограничено запасом твердого топлива, что исключает возможность применения такого двигателя в качестве маршевого при длительном гиперзвуковом полете.

Целью изобретения является повышение энергетических характеристик двигателя за счет интенсификации смесеобразования и горения в сверхзвуковом потоке, без использования дополнительных источников энергии.

Указанная цель достигается за счет установки, соосно осесимметричной прямоточной камере сгорания, центрального тела с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины, работающей в сверхзвуковом потоке, и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельной подачей, крыльчатки которых подают жидкое топливо в концентрические топливные коллекторы. В коллекторах со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок, через которые осуществляется подача топлива в камеру сгорания в ее радиальной плоскости, с последующим воспламенением топливовоздушной смеси и стабилизацией горения в зоне повышенной статической температуры за турбиной, расположенной за насосами по течению потока.

На фиг. 1 схематически изображен гиперзвуковой прямоточный двигатель; на фиг. 2 - схема турбонасосного агрегата; на фиг. 3 - сечение А-А с указанием направлений подачи топлива и вращения вала турбонасосного агрегата.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель представляет собой корпус 1 с осесимметричным каналом переменного сечения, содержащим входной сверхзвуковой диффузор 2, камеру сгорания, состоящую из цилиндрического участка 3 предварительного смешения и воспламенения и расширяющегося участка 4, и сверхзвуковое расширяющееся сопло 5.

По оси канала на полых пилонах 6 установлено центральное тело 7, в передней части которого расположен конус 8, способный перемещаться в осевом направлении. В центральном теле установлен турбонасосный агрегат 9, состоящий из группы высоконапорных центробежных топливных насосов 10 с параллельным подводом топлива и расположенной за ними осевой турбины 11, установленных на общем валу. По периметру крыльчаток насосов 10 расположены топливные коллекторы 12 с поясами струйных форсунок, выполненных со сдвигом шага в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов.

Двигатель работает следующим образом. При полете с гиперзвуковой скоростью в диффузоре 2 осуществляется частичное торможение встречного потока до умеренных сверхзвуковых скоростей. Степень торможения регулируется осевым перемещением конуса 8. При вращении вала турбонасосного агрегата 9 центробежные насосы 10 подают топливо в коллекторы 12, из которых через тангенциальные струйные форсунки осуществляется подача топлива в цилиндрическую часть 3 камеры сгорания, в ее радиальных сечениях, сопровождаемая дроблением жидких струй на капли, их испарением и образованием топливовоздушной смеси. Топливо подается к насосам 10 через полости в пилонах 6 при их одновременном охлаждении. Вращение турбонасосного агрегата 9 обеспечивается действием потока топливовоздушной смеси на лопатки осевой турбины 11. При этом с ростом скорости потока в цилиндрической части 3 камеры сгорания возрастает частота вращения турбонасосного агрегата 9, что приводит к росту гидравлического давления в топливных коллекторах 12 и повышению тонкости распыления топлива. Дискретное изменение расхода топлива осуществляется изменением числа действующих насосов 10, а плавное регулирование - изменением подачи топлива на входе в насосы. При торможении части потока топливовоздушной смеси на лопатках турбины 11 за турбиной возникает зона с повышенной статической температурой, в которой осуществляется местное воспламенение смеси и стабилизация процесса горения. Дальнейшее горение гомогенной смеси происходит в расширяющейся части 4 камеры сгорания, а продукты сгорания расширяются в сопле 5, создавая тягу двигателя.

Данное техническое решение обеспечивает повышение эффективности использования топлива в рабочем цикле двигателя, что приводит к росту его экономичности, при сокращении габаритов камеры сгорания и массы двигателя. Отсутствие дополнительных приводов и источников энергии снижает стоимость производства и отработки двигателя и повышает его эксплуатационную надежность.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель для двигательных установок воздушно-космических самолетов, крылатых ракет содержит прямоточную камеру сгорания и систему подачи жидкого топлива. Соосно прямоточной камере сгорания установлено центральное тело с расположенным в нем турбонасосным агрегатом. Турбонасосный агрегат состоит из установленных на общем валу осевой газовой турбины и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельным подводом топлива. Вокруг крыльчаток насосов расположены концентрические топливные коллекторы, в которых со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок. Форсунки могут быть выполнены в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов. Турбина расположена за насосами по течению потока. Такое выполнение двигателя приводит к повышению энергетических характеристик двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания и систему подачи жидкого топлива, отличающийся тем, что соосно прямоточной камере сгорания установлено центральное тело с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельным подводом топлива, вокруг крыльчаток которых расположены концентрические топливные коллекторы, в которых со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки выполнены в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина расположена за насосами по течению потока.