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

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано при создании комбинированных двигательных установок 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].

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий проточную часть, состоящую из входного диффузора, сверхзвуковой прямоточной камеры сгорания и сопла, и систему подачи топлива [2].

Недостаток известных устройств заключается в том, что они рассчитаны на использование в качестве топлива жидкого водорода, что вызывает ряд эксплуатационных проблем, связанных с его заправкой и хранением на борту летательного аппарата. Низкая плотность жидкого водорода по сравнению с используемыми в современной авиации и перспективными углеводородными топливами и необходимость теплоизоляции баков приводят к росту массы и габаритов летательного аппарата.

Задачей изобретения является организация эффективного использования углеводородного топлива в рабочем цикле гиперзвукового прямоточного двигателя.

Решение задачи достигается тем, что гиперзвуковой прямоточный двигатель выполнен двухконтурным, причем дозвуковой малорасходный внутренний контур содержит диффузор, включающий сверхзвуковой и дозвуковой участки, и реактор с коллекторами подачи топлива и воды и рядом поясов газовых форсунок для подачи продуктов реакции конверсии во внешний контур сверхзвукового горения.

На фиг.1 приведена схема гиперзвукового прямоточного двигателя, на фиг.2 - схема дозвукового контура двигателя.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель состоит из корпуса сверхзвукового контура 1 и установленного на пилонах 2 корпуса дозвукового контура 3. В передней части корпуса 3 расположена камера 4 дозвукового контура. Проточная часть двигателя содержит входной диффузор 5, прямоточную камеру сгорания 6 сверхзвукового контура, переходный канал и сопло 7. Камера 4 дозвукового контура состоит из диффузора 8, включающего сужающийся сверхзвуковой и расширяющийся дозвуковой участки, топливного коллектора 9, водяного коллектора 10 с выполненными в них поясами жидкостных форсунок, и реактора 11 с рядом поясов газовых форсунок 12.

Двигатель работает следующим образом. Гиперзвуковой воздушный поток тормозится до умеренных сверхзвуковых скоростей во входном диффузоре 5, а затем меньшая часть его расхода подвергается дальнейшему торможению в диффузоре 8 до умеренных дозвуковых скоростей. Углеводородное топливо и вода, поступающие в корпус 3 через полости в пилонах 2, через пояса форсунок топливного коллектора 9 и водяного коллектора 10 подаются в реактор 11, где при одновременном горении топлива в дозвуковом потоке осуществляется реакция конверсии углеводородного топлива с водой, например конверсия метана:
CH₄+2H₂O _→ CO₂+4H₂.
Под действием избыточного статического давления в реакторе 11 продукты реакции конверсии через пояса газовых форсунок 12 поступают в прямоточную камеру сгорания 6 сверхзвукового контура, где происходит сверхзвуковое горение водорода, содержащегося в продуктах реакции, в большей части расхода воздуха. Тяга двигателя создается при истечении продуктов сгорания из сопла 7.

Использование предлагаемого гиперзвукового прямоточного двигателя позволяет снизить эксплуатационные затраты, расширить сырьевую базу топлива гиперзвуковых летательных аппаратов и создать эффективные двигательные установки для различных типов средств выведения космических аппаратов, в том числе для авиационно-космических систем аэродромного базирования.

Источники информации
1. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. - М.: Машиностроение, 1989, с. 121 - 122.

2. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. - М.: Машиностроение,1977, рис. 3.1(б) (прототип).

Двигатель предназначен для использования в комбинированных двигательных установках летательных аппаратов. Гиперзвуковой прямоточный двигатель выполнен двухконтурным, содержит внутренний дозвуковой и внешний сверхзвуковой контуры. Проточная часть сверхзвукового контура образована корпусами дозвукового и сверхзвукового контуров. Дозвуковой контур состоит из диффузора с дозвуковой скоростью на выходе, коллекторов подачи топлива и воды и реактора, в котором углеводородное топливо предварительно подвергается реакции конверсии с водой, с выделением продуктов реакции с высоким содержанием свободного водорода, поступающих в сверхзвуковой контур. Эффективное использование углеродного топлива в рабочем цикле двигателя позволяет снизить эксплуатационные затраты и расширить сырьевую базу топлива гиперзвуковых летательных аппаратов. 2 ил.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий сверхзвуковой контур, состоящий из входного диффузора, сверхзвуковой прямоточной камеры сгорания, системы подачи топлива, переходного канала и сопла, отличающийся тем, что гиперзвуковой прямоточный двигатель дополнительно содержит дозвуковой контур, состоящий из входного диффузора и камеры сгорания, входной диффузор дозвукового контура выполнен со сверхзвуковым и дозвуковым участками, камера сгорания дозвукового контура выполнена в виде реактора с поясами газовых форсунок, сообщающихся с камерой сгорания сверхзвукового контура, система подачи топлива выполнена в виде системы подачи углеводородного топлива и воды в дозвуковой контур.