Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, специально предназначенному для функционирования в достаточно широком диапазоне скоростей. В данном случае рассматриваемый диапазон простирается от скоростей, соответствующих числу Маха порядка 1-2, до скоростей, соответствующих числу Маха порядка 15-20.
На существующем уровне техники, например, из патента США 5103633, 1992, уже известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель упомянутого выше типа, содержащий вход для окислителя или воздухозаборник, по меньшей мере один инжектор топлива, корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащий, с одной стороны, зону камеры сгорания, в которой путем смешивания топлива и окислителя осуществляется приготовление горючей смеси, которая затем сгорает, а с другой стороны, зону реактивного сопла, предназначенного для отвода газов, выходящих из камеры сгорания.
Упомянутый корпус этого прямоточного воздушно-реактивного двигателя обладает в зоне перехода между камерой сгорания и реактивным соплом некоторой эволютивной или изменяемой геометрией, постепенно переходящей от сходящегося, а затем расходящегося продольного сечения для скоростей полета, соответствующих относительно малой величине числа Маха, к по меньшей мере приблизительно постоянному, а затем расходящемуся продольному сечению для скоростей полета, соответствующих большой величине числа Маха.
Как отмечено в упомянутом патенте США, такая конструкция обеспечивает в функции скорости полета данного летательного аппарата плавную адаптацию геометрии корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя в целом и, в частности, в зоне перехода между камерой сгорания и реактивным соплом (горловина сопла), для того чтобы сохранить в указанном достаточно широком диапазоне скоростей оптимальные условия полета, в частности максимальную величину тяги независимо от внешних условий (под оптимальными условиями полета здесь понимается расход топлива, аэродинамическое давление, профиль потока окислителя, то есть набегающего потока воздуха, на соответствующем входе).
Говоря другими словами, такая конструкция позволяет как бы постепенно "убирать" горловину реактивного сопла (геометрия сначала сходящейся, а затем расходящейся формы), существующую при относительно малых скоростях полета, с тем чтобы в конечном счете при достижении определенной скорости полета (а именно, при скорости, соответствующей величине числа Маха порядка 8) получить практически постоянное продольное сечение камеры сгорания, за которой следует реактивное сопло с расширяющимся продольным сечением.
В частности, для достижения такого результата упомянутый корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя имеет в целом форму канала с прямоугольным поперечным сечением, образованного попарно противоположными друг другу стенками, по меньшей мере одна из этих стенок содержит пластины или панели, шарнирно связанные между собой и, в случае необходимости, с концами упомянутой стенки при помощи соответствующих осей, располагающихся поперечно по отношению к общей продольной оси корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем относительное положение по меньшей мере некоторых из этих пластин или панелей определяет эволютивную или изменяемую геометрию переходной зоны между камерой сгорания и реактивным соплом.
В этом случае в экстремальных условиях, в частности, по температуре, в которых такой прямоточный воздушно-реактивный двигатель в принципе способен функционировать, неизбежно будут возникать проблемы, связанные с нормальной работой шарнирных соединений упомянутых выше панелей при использовании упомянутой эволютивной или изменяемой геометрии.
В основу данного изобретения положена задача создания прямоточного воздушно-реактивного двигателя описанного выше типа, специальным образом приспособленного для обеспечения нормального функционирования упомянутых шарнирных соединений даже в самых экстремальных условиях, которые могут иметь место в процессе эксплуатации такого прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Для решения поставленной задачи прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, специально предназначенный для функционирования в достаточно широком диапазоне скоростей и имеющий в своем составе один вход для окислителя или воздухозаборник, по меньшей мере один инжектор топлива, корпус, в котором осуществляется смешивание окислителя с топливом для получения подлежащей сжиганию горючей смеси и отвод газов, возникающих в результате этого сжигания.
По меньшей мере одна стенка упомянутого корпуса образована по меньшей мере частично шарнирно связанными между собой панелями так, чтобы иметь возможность изменять геометрию упомянутого корпуса в функции скорости работы данного двигателя, т.е. в функции скорости полета того летательного аппарата, на котором такой двигатель установлен.
В соответствии с предлагаемым изобретением данный прямоточный воздушно-реактивный двигатель отличается тем, что содержит первые средства для обдува текучей средой, установленные в зоне упомянутых шарнирных соединений и предназначенные для обеспечения их охлаждения.
Таким образом, нормальное функционирование упомянутых шарнирных соединений может быть гарантировано в процессе управления изменением геометрии корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя даже в самых экстремальных условиях, в частности, по температуре, которые могут иметь место в зоне этих шарнирных соединений. При этом одновременно с охлаждением создаваемый таким образом слой или пленка упомянутой жидкотекучей среды обеспечивает герметичность на уровне этих шарнирных соединений.
Аналогичная проблема может возникнуть в том случае, когда упомянутый корпус содержит две боковые стенки, установленные соответственно по одну и по другую стороны от упомянутой подвижной стенки корпуса, то есть в том случае, когда корпус имеет конструкцию прямоугольного по существу поперечного сечения и когда существуют некоторые зазоры между подвижной стенкой и каждой из боковых стенок данного корпуса. В этом случае для обеспечения соответствующего охлаждения и герметизации на уровне упомянутых зазоров предусматриваются вторые средства обдува некоторой жидкотекучей средой, располагающиеся на боковых продольных концах шарнирно связанных между собой панелей, образующих упомянутую подвижную стенку, в соответствующих зазорах между этой подвижной стенкой и каждой из упомянутых боковых стенок данного корпуса.
В частности, каждое из упомянутых первых средств обдува шарнирных соединений подвижных панелей между собой соответствующей жидкотекучей средой может содержать изогнутую гибкую пластину, установленную на конце трубопровода, обеспечивающего подвод к месту обдува данной жидкотекучей среды, жестко связано с соответствующей панелью и упирается в закругленный край примыкающей панели своей выпуклой поверхностью.
Кроме того, каждое из упомянутых вторых средств обдува жидкотекучей средой зазоров между подвижной стенкой и боковыми стенками корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя может содержать гибкую изогнутую пластину, кривизна которой такова, что упомянутая пластина упирается своей выпуклой поверхностью во внутреннюю поверхность соответствующей боковой стенки, тогда как канал подвода упомянутой жидкотекучей среды к месту обдува имеет выходное отверстие, располагающееся под упомянутой пластиной и против упомянутой внутренней поверхности.
В предпочтительном варианте реализации предлагаемого изобретения каждое шарнирное соединение содержит ось, располагающуюся поперечно по отношению к продольной протяженности корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и жестко связанную с одной из панелей посредством подшипника и связанную с примыкающей к ней панелью посредством консольного рычага.
В предпочтительном варианте реализации предлагаемого изобретения упомянутая жидкотекучая среда представляет собой тот или иной газ, в частности водород.
Другие особенности и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания схематического примера его реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении чертежи, среди которых фиг. 1 представляет собой схематический продольный разрез варианта реализации прямоточного воздушно-реактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением; фиг. 2 схематически демонстрирует и также в продольном разрезе, но в увеличенном масштабе, шарнирное соединение между двумя панелями, принадлежащими подвижной стенке корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя; фиг. 3 подчеркнуто схематическим образом иллюстрирует соответствующее взаимное устройство упомянутой подвижной стенки и упомянутых боковых стенок корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя; фиг. 4 представляет собой схематический вид в увеличенном масштабе детали А, показанной на фиг. 3.
Показанный схематически на приведенных в приложении фигурах прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 для летательных аппаратов со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета предназначен для функционирования в достаточно широком диапазоне скоростей полета, то есть в диапазоне скоростей, соответствующих величинам числа Маха от 1-2 до 15-20.
В обтекателе или оболочке 2 упомянутый прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 содержит один вход окислителя 3, в частности один воздухозаборник, располагающийся на входе данного двигателя и установленный под нижней поверхностью фюзеляжа данного летательного аппарата, на котором используется такой двигатель, инжекторы 4 топлива, предусмотренные на входе корпуса 5 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем упомянутый корпус двигателя 5 подразделяется, как это хорошо видно на фиг. 1, на зону камеры 6 сгорания и зону 7 реактивного сопла, причем между этими зонами сформирована некоторая промежуточная или переходная зона (или горловина) 8, определяемая сначала сужающейся, а затем расширяющейся геометрией, которая может изменяться в зависимости от скорости полета данного летательного аппарата, то есть от величины числа Маха, в процессе функционирования данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя в соответствии с данным изобретением.
В то же время, камера сгорания 6 как таковая сама подразделяется на некоторую зону 6А диффузии, где начинается сверхзвуковое горение, и зону собственно камеры 6В сгорания, где происходит дозвуковое горение позади стабилизаторов 9 пламени и где заканчивается сверхзвуковое горение, причем упомянутые инжекторы 4 распределяют топлива по всему объему проходного канала данной камеры сгорания. При этом специальное устройство зажигания 10 предусмотрено на уровне упомянутой камеры 6В.
Здесь следует отметить, что в качестве топлива для данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя может быть использован керосин для относительно небольших скоростей полета (то есть до скоростей, соответствующих величине числа Маха порядка 8 единиц и, в случае необходимости, с барботированием водорода для того, чтобы облегчить запуск данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и воспламенение горючей смеси), а затем может быть использован водород для более высоких скоростей полета. Другие виды топлива, такие, например, как метан, эндотермические углеводороды или синтетическое горючее, также могут быть использованы для двигателя этого типа.
Корпус 5 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя имеет в целом форму канала прямоугольного поперечного сечения, образованного в основном четырьмя попарно противоположными друг другу стенками, из которых только нижняя стенка 11 и верхняя стенка 12 видны на схематическом чертеже, представленном на фиг. 1. Соответствующие боковые стенки на этой фигуре не показаны исключительно из соображений упрощения чертежа.
Для обеспечения эволютивной или изменяемой геометрии корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя, являющейся по существу объектом предлагаемого изобретения, верхняя стенка образована панелями 12, шарнирно связанными друг с другом и с концами упомянутой стенки при помощи соответствующих осей 13, располагающихся поперечно по отношению к продольной протяженности корпуса 5 этого двигателя. Для обеспечения возможности относительного шарнирного перемещения между различными панелями стенки 12 некоторые из упомянутых панелей выполнены из двух частей, имеющих некоторую зону взаимного перекрытия (такие зоны на фиг. 1 не показаны). Следует, однако, отметить, что фиг. 1 уже упоминавшейся выше заявки на патент Франции N 9508417 наглядно иллюстрирует такое устройство панелей.
Само собой разумеется, что описанная выше конфигурация ни в коем случае не является ограничительной как в том, что касается стенки, выбранной в качестве подвижной, так и в том, что касается количества панелей, образующих эту подвижную стенку. В частности, какая-либо другая стенка или несколько стенок корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением могут быть выбраны для формирования упомянутой выше "подвижности".
Подвижность панелей 12 обеспечивается при помощи системы гидравлических силовых цилиндров 14, 15 или аналогичных приводных средств. Аналогичным образом, гидравлический силовой цилиндр 16 обеспечивает позиционирование в заданном положении и уборку в случае необходимости каждого стабилизатора 9 пламени.
Практическое использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением предполагает, кроме того, что принимая сигналы от устройства 17, которое обеспечивает измерение величины тяги, являющейся линейной интегральной функцией текущей эффективности функционирования данного прямоточного воздушо-реактивного двигателя, упомянутый бортовой компьютер 18 данного летательного аппарата постоянно стремится обеспечить оптимальную геометрию переходной части камеры сгорания (то есть оптимальную геометрию корпуса 5 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя) путем приведения в действие соответствующих гидравлических силовых цилиндров 14 и 15, связанных с шарнирными панелями 12 верхней стенки корпуса двигателя.
В качестве упомянутого измерительного устройства может быть использован датчик величины тяги, определяющий тем или иным образом величину развиваемой данным двигателем продольной или осевой силы тяги, развиваемой в процессе функционирования, данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Величина тяги определяется при помощи определения эффективности текущих процессов, а именно: эффективности сгорания топлива и коэффициента восстановления полного давления (эта величина представляет собой функцию полных гидравлических потерь в данном прямоточном воздушно-реактивном двигателе). Величины этих параметров определенным образом зависят от геометрии переходной части корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (в каждой точке траектории) и от эффективности функционирования средств стабилизации (речь в данном случаи идет о стабилизаторах пламени 9), которая по существу также представляет собой управление геометрического характера.
Далее более полного и детального понимания сути функционирования предлагаемого прямоточного воздушно-реактивного двигателя в различных диапазонах скоростей полета летательного аппарата, оснащенного таким двигателем, следует обратиться к упомянутой выше заявке на патент Франции.
В то же время, в соответствии с предлагаемым изобретением упомянутые первые средства обдува некоторой жидкотекучей средой, содержащие клапана 19 создания давления, выполненные в форме гибких изогнутых пластинок, смонтированных на уровне шарнирных соединений между двумя примыкающими друг к другу панелями (как это показано на фиг. 2). Ось шарнирного соединения 13 в представленном на приведенных в приложении фигурах варианте реализации жестко связана с панелью 12 посредством подшипника 20 и жестко связана с другой примыкающей к ней панелью 12 посредством некоторого консольного рычага 21, предусмотренного специально для этой цели внутри оболочки или обтекателя 2 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Говоря более конкретно, первая панель 12, уже упоминавшаяся выше, имеет закругленный конец 12А (располагающийся со стороны камеры сгорания), имеющий возможность взаимодействовать с упомянутой выше соответствующей гибкой изогнутой пластиной 19, направление кривизны которой является противоположным по отношению к направлению кривизны упомянутого закругленного конца 12А, которая установлена на конце канала 22 подвода упомянутой жидкотекучей среды, жестко связанного с концом 12В против прилегающей панели 12 и обеспечивающего подачу этой жидкотекучей среды, в частности газа типа водорода. Упомянутый канал 22 проходит не показанным на приведенных в приложении фигурах образом в корпус или оболочку 2 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и питается от соответствующего источника данной жидкотекучей среды.
Кроме того, упомянутые вторые средства обдува жидкотекучей средой содержат клапаны создания давления 23, также выполненные в виде гибких изогнутых пластин и установленные в каждом случае на продольных боковых концах подвижных панелей 12 в пространстве или в зазоре 24 между соответствующей подвижной панелью 12 и каждой из двух неподвижных боковых стенок 25, ограничивающих вместе с верхней и нижней стенками корпус 5 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (см. фиг. 3 и 4). Кривизна упомянутых выше гибких изогнутых пластин 23 подобрана таким образом, чтобы эти пластины упирались или прижимались своей выпуклой поверхностью во внутреннюю поверхность 25а соответствующей боковой стенки 25 корпуса двигателя. Канал подвода используемой для упомянутого обдува жидкотекучей среды 26 имеет выходное отверстие под упомянутой гибкой изогнутой пластиной 23 против внутренней поверхности 25А соответствующей стенки 25.
Как уже было указано выше, в процессе управления изменением геометрии переходной части камеры сгорания предлагаемого прямоточного воздушно-реактивного двигателя могут возникнуть определенные проблемы на уровне шарнирных соединений 3 и/или упомянутых зазоров 24, работающих в экстремальных условиях окружающей среды, в частности в том, что касается температуры этой окружающей среды. Эти проблемы настолько серьезны, что могут привести к блокировке или заклиниванию шарнирных соединений 3 панелей 12. Для того чтобы устранить эти проблемы, обеспечивается подвод газа через каналы 22, 26 в направлении соответствующих клапанов 19 и 23. При подаче упомянутой обдувающей жидкотекучей среды обеспечиваются следующие условия: Pi > Pc, где Pi представляет собой значение давления подводимого газа обдува, а Pc представляет собой значение текущего давления в камере сгорания данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Инжекция или вдувание некоторого газа, в частности водорода, обеспечивает одновременно, благодаря относительно холодной газовой пленке или холодному газовому слою, создаваемым на уровне шарнирных соединений между примыкающими друг к другу подвижными панелями и на уровне зазоров между подвижными панелями и боковыми стенками корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, герметичность и охлаждение упомянутых выше зон, гарантируя тем самым нормальное функционирование элементов, о которых идет речь в данном случае. В частности, инжектируемый или вдуваемый газ охлаждает внутреннюю поверхность конца 12А панели 12, находящейся в контакте с помянутой пластиной 19, и образует своеобразный защитный тепловой экран в стыке между двумя примыкающими друг к другу подвижными панелями.
Газы утечки, проникающие в кожух 2, собираются и подаются в камеру сгорания через инжекторы 5.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета предназначен для функционирования в относительно широком диапазоне скоростей полета и содержит один вход окислителя или воздухозаборник, по меньшей мере один инжектор топлива, корпус, в котором осуществляется смешивание топлива с окислителем для приготовления подлежащей сжиганию горючей смеси и отвод газов, образовавшихся в результате этого сжигания. По меньшей мере одна стенка упомянутого корпуса образована по меньшей мере частично подвижными смежными панелями 12, шарнирно связанными между собой. Каждая панель имеет боковые края и первые средства 19, 22 обдува жидкотекучей средой, установленные на уровне шарнирных соединений 13 и предназначенные для обеспечения охлаждения этих шарнирных соединений, которые изменяют геометрию корпуса в функции от рабочей скорости двигателя. Каждое из средств обдува содержит первую изогнутую гибкую пластину 19 с выпуклым концом, опирающуюся на конец 12В, обращенный к закругленному концу, и упирающуюся в закругленный конец 12А своим выпуклым концом. Канал 22 подвода текучей среды для обдува к одному закругленному концу 12А и изогнутой гибкой пластине 19. Такое выполнение двигателя обеспечивает охлаждение шарнирных соединений с сохранением герметичности. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
| US 5103633 А, 14.04.92 | |||
| 0 |
|
SU78828A1 | |
| Реактивный авиационный двигатель внутреннего горения | 1924 |
|
SU12993A1 |
| ВИХРЕВОЙ ГАЗОСЕПАРАТОР | 2017 |
|
RU2660972C1 |
| US 5072582 A, 17.12.91. | |||
