Предлагаемое изобретение касается прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенного для функционирования в широком диапазоне скоростей, которые, будучи выраженными в числах Маха, могут иметь величину, например, от 1 - 2 до 15 - 20.
В настоящее время уже известен, в частности, из патента США N 3279194 прямоточный воздушно-реактивный двигатель, обеспечивающий возможность функционирования в таком диапазоне скоростей, сохраняя при этом максимальную эффективность. Для этого известный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит следующие компоненты:
- входное устройство для окислителя или воздухозаборник;
- устройство впрыскивания топлива в камеру сгорания;
- корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который, с одной стороны, содержит камеру сгорания, в которой осуществляется формирование подлежащей сгоранию горючей смеси топлива с окислителем, и реактивное сопло, которое предназначено для отвода газов, выходящих из упомянутой камеры сгорания. Этот корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя имеет переходную зону между упомянутой камерой сгорания и упомянутым реактивным соплом.
Недостатком указанного двигателя является то, что для изменения геометрии переходной зоны необходимо использовать механические средства, в частности, описанная в патенте камера сгорания содержит подвижную перегородку, предназначенную для изменения компрессии воздуха в зависимости от изменения аэродинамических условий, тогда как заслонка обеспечивает неразрывный аэродинамический проход между подвижной перегородкой и соплом.
Цель данного изобретения состоит в том, чтобы предложить прямоточный воздушно-реактивный двигатель, концепция изменяемой геометрии корпуса которого позволяет преодолеть изложенные выше проблемы.
Для достижения поставленной цели предлагаемый прямоточный воздушно-реактивный двигатель в соответствии с данным изобретением для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенный для функционирования в широком диапазоне скоростей, содержит входное устройство для окислителя, устройство впрыскивания топлива, корпус данного воздушного реактивного двигателя, включающий камеру сгорания, в которой осуществляется формирование подлежащей сжиганию горючей смеси топлива с окислителем, реактивное сопло, предназначенное для отвода газов, выходящих из камеры сгорания, переходную зону между камерой сгорания и реактивным соплом, при этом корпус двигателя содержит, по меньшей мере, одно регулируемое отверстие, выполненное с возможностью сообщения камеры сгорания с наружной атмосферой и ввода в переходную зону струи наружного воздуха с тем, чтобы придать указанной зоне изменяемую геометрию, позволяющую постепенно перейти от сначала сходящегося, а затем расходящегося по длине корпуса сечения для скоростей, соответствующих невысоким значениям числа Маха, к приблизительно постоянному по длине сечению, которое затем немного расширяется для скоростей полета, соответствующим относительно высоким значениям числа Маха.
Таким образом, благодаря данному изобретению изменяемая геометрия корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя обеспечивается при помощи введения упомянутой струи наружного воздуха в переходную зону этого двигателя, не прибегая к использованию механических деталей, как это имело место в описанной выше реализации этой изменяемой геометрии. Действительно, эта струя, которая формирует поток воздуха низкой температуры и низкого давления, позволяет модифицировать, в частности, на уровне переходной зоны (критическое сечение сопла), продольное значение прохода газовой смеси топлива с окислителем при высокой температуре и высоком давлении, циркулирующей в корпусе данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя в том случае, когда эта смесь вводится в этот корпус. Эта струя уменьшает, главным образом, сечение прохода для упомянутой горючей газовой смеси, позволяя выбрать его соответствующим образом. В зависимости от скорости полета данного летательного аппарата соответствующим образом адаптируется количество наружного воздуха, пропускаемого в корпус данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя через упомянутое выше регулируемое отверстие, для сохранения оптимальных условий полета данного летательного аппарата, на котором установлен данный прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Кроме того, такое техническое решение с геометрией, изменяемой при помощи струи воздуха, способствует снижению тепловых напряжений, возникающих на уровне, в частности, реактивного сопла, и уменьшению массы прямоточного воздушно-реактивного двигателя по сравнению с существующими на сегодняшний день техническими решениями.
Упомянутое отверстие может быть выполнено, например, в стенке корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и управляемая заслонка шарнирно присоединена при помощи некоторой оси к упомянутой стенке для того, чтобы перекрывать это отверстие в том случае, когда заслонка занимает свое закрытое положение, и обеспечивать возможность прохождения струи наружного воздуха внутрь корпуса двигателя через это отверстие в том случае, когда заслонка занимает то или иное открытое положение.
Обычно корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя представляет собой трубу, имеющую прямоугольное поперечное сечение и образованную попарно противоположными стенками. В этом случае регулируемое отверстие сообщения с атмосферой выполнено в нижней стенке корпуса. При этом верхняя стенка этого корпуса соединена с фюзеляжем данного летательного аппарата.
Кроме того, ось шарнирного соединения заслонки является практически перпендикулярной к продольному направлению или к продольной оси данного корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Управляемая заслонка может быть шарнирно присоединена своим передним краем к стенке корпуса двигателя при помощи шарнирной оси. В этом случае заслонка поворачивается в направлении внутрь корпуса двигателя для того, чтобы обеспечить возможность входа струи наружного воздуха во внутреннюю полость этого корпуса.
Упомянутая управляемая заслонка может быть шарнирно присоединена своим задним краем к стенке корпуса посредством оси, и в этом случае заслонка поворачивается в направлении наружу по отношению к корпусу для того, чтобы обеспечить возможность входа струи наружного воздуха во внутреннюю полость корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
В то же время могут быть выполнены два управляемых отверстия в корпусе прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем одно из этих отверстий обеспечивает сообщение с атмосферой камеры сгорания, а другое отверстие обеспечивает сообщение с атмосферой переходной зоны. Управляемые заслонки этих отверстий шарнирно присоединены к стенке корпуса двигателя при помощи соответствующих осей. Таким образом, второе отверстие может быть использовано для подачи струи наружного воздуха в переходную зону при относительно небольших значениях числа Маха, а первое управляемое отверстие используется при более высоких значениях числа Маха для того, чтобы сформировать соответствующим образом требуемую геометрию продольного сечения корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Предлагаемое изобретение будет лучше понято из приведенного ниже описания примеров его практической реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры с одинаковыми номерами позиций для идентичных элементов, среди которых:
- фиг. 1 представляет собой схематический вид летательного аппарата, оборудованного прямоточным воздушно-реактивным двигателем в соответствии с предлагаемым изобретением;
- фиг. 2 представляет собой схематический вид в продольном разрезе одного из возможных вариантов реализации упомянутого прямоточного воздушно-реактивного двигателя с изменяемой геометрией в соответствии с предлагаемым изобретением;
- фиг. 3 представляет собой схематический вид в продольном разрезе еще одного возможного варианта реализации упомянутого прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Летательный аппарат 1, схематически показанный на фиг. 1, оборудован установленным под его фюзеляжем 1А в данном примере реализации прямоточным воздушно-реактивным двигателем 2 с изменяемой геометрией, что позволяет этому двигателю функционировать в широком диапазоне скоростей, от соответствующих числу Маха 1 - 2 до соответствующих числу Маха 15 - 20.
Этот прямоточный воздушно-реактивный двигатель 2 содержит главным образом корпус 3, входное устройство 4 для окислителя, устройство 5 впрыскивания топлива, камеру 6 сгорания и реактивное сопло 7. В частности, в представленном схематически на фиг. 2 примере реализации предлагаемого изобретения, корпус 3 данного двигателя имеет в продольном направлении форму трубы с прямоугольным поперечным сечением, образованной попарно противоположными стенками. В проиллюстрированном на упомянутой фигуре примере реализации прямоточного воздушно-реактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением верхняя стенка 3A его корпуса соединена с фюзеляжем 1A данного летательного аппарата, тогда как нижняя стенка 3B этого корпуса образуют нижнюю поверхность данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Две другие боковые стенки 3C этого прямоточного воздушно-реактивного двигателя параллельны плоскости приведенных в приложении фигур.
В направлении движения потока воздуха или газовой смеси по продольной оси корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, схематически показанного на приведенных в приложении фигурах стрелкой Г, этот двигатель содержит входное устройство 4 для окислителя, в частности, воздухозаборник, устройство 5 впрыскивания топлива, располагающееся позади этого воздухозаборника по потоку, камеру 6 сгорания, в которой осуществляется формирование горючей смеси топлива с окислителем, подлежащей сжиганию, и реактивное сопло 7 отвода газов, поступающих из камеры 6 сгорания, имеющее критическое сечение или горловину 8, со сходящейся, а затем расходящейся геометрией.
В то же время корпус 3 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя 2 имеет изменяемую геометрию, по меньшей мере, в некоторой переходной зоне 9, которая располагается между частью камеры 6 сгорания и частью реактивного сопла 7 (его горловина или критическое сечение) и позволяет, как об этом было сказано выше, адаптировать продольное сечение упомянутого корпуса 3, по меньшей мере, в этой переходной зоне 9 (критическое сечение 8), соответствующим образом в зависимости от скорости полета.
Кроме того, упомянутая камера 6 сгорания подразделяется на некоторую располагающуюся спереди по потоку зону диффузии, где начинается сверхзвуковое горение, и некоторую заднюю по потоку зону, где происходит сверхзвуковое горение, располагающуюся позади убирающихся стабилизаторов 10 пламени, и где завершается это сверхзвуковое горение.
Устройство 5 впрыскивания топлива, образованное инжекторами, распределяет топливо по всему объему камеры сгорания. В качестве топлива, предназначенного для использования в зависимости от желаемого значения числа Маха, применяется топливо, о котором сказано в заявке на упомянутый выше патент Франции.
В соответствии с предлагаемым изобретением корпус 3 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 2 снабжен, как это схематически показано на фиг. 2, регулируемым отверстием 11, выполненным в данном случае в нижней стенке 3B упомянутого корпуса. Это отверстие позволяет установить сообщение камеры 6 сгорания с внешней атмосферой для того, чтобы ввести в случае необходимости струю наружного воздуха в переходную зону 9 корпуса 3 двигателя, протекающую в том же направлении F, что и основной газовый поток двигателя. В этом случае струя V воздуха позволяет изменить геометрию продольного сечения корпуса этого двигателя, в частности, на уровне переходной зоны, и модифицировать соответственно проходное сечение газового потока, проходящего внутри корпуса двигателя, о чем более подробно будет сказано ниже.
В частности, заслонка 12, которая представляет собой откидную крышку, перекрывает отверстие 11 и предназначена для его постепенного или плавного открытия. Эта заслонка 12 может шарнирно поворачиваться относительно оси 13, закрепленной на нижней стенке 3B корпуса двигателя и ее отклонение управляется при помощи специального привода, известного из существующего уровня техники и не представленного на приведенных в приложении фигурах.
В представленном здесь примере реализации предлагаемого изобретения шарнирная ось 13, которая перпендикулярна продольной оси данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, предусмотрена на передней кромке 12A заслонки, обращенной в сторону устройства 5 впрыскивания топлива, тогда как задняя кромка 12B этой заслонки обращена в сторону переходной зоны 9. Очевидно, что в своем закрытом положении заслонка 12, схематически представленная на фиг. 2 сплошной линией, когда она полностью перекрывает отверстие 11, является естественным продолжением стенки 3B корпуса без создания разрывов непрерывности и служит, таким образом, частью этой стенки.
Этому закрытому положению заслонки 12 (показанному на фиг. 2 сплошной линией) соответствует скорость полета при числах Маха, заключенных в диапазоне от 1 до 2. В этом диапазоне скоростей объем (или высота) камеры 6 сгорания является максимальным (максимальная величина поперечного проходного сечения), причем в этом случае данный прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 завершается реактивным соплом 7 с открытой горловиной, имеющим сначала сходящуюся, а затем расходящуюся геометрию.
Для скорости полета, соответствующей числу Маха порядка 2, 5, заслонка 12 при помощи соответствующего силового привода и оси 13 шарнирного соединения занимает положение, показанное на фиг. 2 жирной штрихпунктирной линией. Это положение соответствует ее отклонению внутрь камеры сгорания 6 на некоторый угол. В этом положении заслонка 12 приоткрывает отверстие 11, которое образует воздухозаборник и через которое внутрь данного двигателя поступает струя V наружного воздуха. Эта струя, направляемая заслонкой 12, протекает в направлении упомянутой переходной зоны 9, вынуждая газовый поток смеси топлива с окислителем принять сужающуюся конфигурацию поперечного сечения вдоль продольного сечения данного двигателя начиная от заслонки 12, которая также участвует в формировании новой конфигурации газового потока, вплоть до выхода из реактивного сопла 7.
В этом положении заслонки геометрия камеры 6 сгорания немного изменяется, причем ее поперечное проходное сечение уменьшается, а поперечное сечение сопла 7 сохраняет горловину 8 и сначала сходящуюся, а затем расходящуюся геометрию, в частности, на уровне переходной зоны 9. Упомянутая струя наружного воздуха, поступающая через отверстие 11 внутрь двигателя, имеющая низкую температуру и низкое давление, служит, таким образом, естественной границей для измерения геометрии корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, то есть геометрии газового потока высокого давления и температуры.
При достижении скорости полета, соответствующей числу Маха, например 6, заслонка 12 занимает положение, показанное на фиг. 2 пунктирной линией. Поскольку в этом положении заслонка еще больше отклоняется внутрь корпуса двигателя, поперечное сечение камеры сгорания уменьшается еще больше и стремится стать практически постоянным, тогда как сопло 7 сохраняет геометрию сначала сходящейся, а затем расходящейся горловины, но определенно более уплощенной вследствие течения струи V наружного воздуха более высокой интенсивности, попадающей в корпус через еще более приоткрытое отверстие 11.
В том, что касается функционирования упомянутых стабилизаторов 10 пламени и устройства 5 впрыскивания топлива при различных скоростях полета летательного аппарата, оборудованного данным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, об этом подробно сказано в заявке на патент Франции N 9508417.
При более высокой скорости полета, превышающей, например, скорость, соответствующую числу Маха 7, упомянутая заслонка 12 занимает положение, схематически показанное на фиг. 2 тонкой штрихпунктирной линией, для которого геометрия продольного сечения корпуса 3 представляет практически постоянное поперечное сечение от камеры 6 сгорания до горловины 8 реактивного сопла 7, которое в этом случае уже имеет только расходящуюся геометрию. Заслонка 12 при этом оказывается практически параллельной верхней стенке 3A корпуса данного двигателя, тогда как отверстие 11, имеющее в этой случае максимальное проходное сечение, пропускает внутрь корпуса двигателя значительную струю V наружного воздуха, поступающую в переходную зону 9, причем эта струя продолжает плоскость заслонки 12, поддерживая таким образом постоянное по величине продольное сечение вплоть до его небольшого расширения за горловиной реактивного сопла. Эта конфигурация предпочтительно используется в том случае, когда условия функционирования таковы, что подвод тепла, реализуемый в результате горения, может оказаться соответствующим сверхзвуковому режиму, если не проявляется явление тепловой блокировки в созданном таким образом практически постоянном сечении (это то обстоятельство, которое определяет, больше или меньше 7 величина числа Маха).
Кроме того, что такая изменяемая геометрия корпуса 3 прямоточного воздушно-реактивного двигателя, реализуемая при помощи введения в этот корпус струи наружного воздуха, позволяет оптимизировать различные фазы полета данного летательного аппарата в широком диапазоне скоростей или значений числа Маха и других условий полета (высота, угол атаки, ускорение или крейсерский полет), она обеспечивает и другие существенные преимущества.
Действительно, эта дополнительная струя наружного воздуха образует привнесение некоторого количества движения, увеличивающее расход газа в корпусе данного двигателя, что может оказаться выгодным для суммарной тяги данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя без необходимости увеличения расхода топлива. Кроме того, уменьшается лобовое сопротивление такого прямоточного воздушно-реактивного двигателя в результате уменьшения трения, которое имеет существенное влияние на функциональные характеристики при увеличении числа Маха, на нижней стенке корпуса двигателя. Кроме того, в этом случае нижняя часть реактивного сопла лучше охлаждается упомянутой струей наружного воздуха, имеющей низкую температуру, таким образом, что только верхняя стенка этого реактивного сопла подвергается интенсивному тепловому воздействию. Следует также отметить, что разжижение газового потока на выходе из упомянутого реактивного сопла может оказаться выгодным с точки зрения уменьшения его радиолокационной видимости.
В этом варианте реализация предлагаемого изобретения, который схематически представлен на фиг. 3, изменяемая геометрия корпуса 3 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя обеспечивается при помощи двух отверстий 21 и 22, выполненных последовательно на нижней стенке 3B корпуса этого двигателя и перекрываемых, соответственно, управляемыми заслонками 23 и 24. Говоря более конкретно, первое отверстие 21 обеспечивает сообщение с атмосферой камеры 6 сгорания, тогда как второе отверстие 22 открывается непосредственно в переходную зону 9 на уровне горловины 8 реактивного сопла 7 в сходящейся части его геометрии.
В отличие от описанного выше варианта практической реализации предлагаемого изобретения, здесь заслонка 23 первого отверстия 21 шарнирно присоединена к нижней стенке 3B корпуса двигателя своей задней кромкой 23A при помощи шарнирной оси 13 таким образом, что передняя по потоку кромка 23B этой заслонки может постепенно поворачиваться для плавного открытия этого первого отверстия 21.
Аналогичным образом дело обстоит и для заслонки 24 второго отверстия, шарнирно присоединенной своей задней по потоку кромкой 24A к стенке горловины реактивного сопла при помощи аналогичной шарнирной оси 13. Обе эти заслонки здесь также управляются специальными силовыми приводами, не показанными на приведенных в приложении фигурах, и шарнирные оси 13 присоединения этих заслонок к нижней стенке корпуса двигателя параллельны между собой и перпендикулярны продольной оси данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Функционирование этого варианта реализации предлагаемого изобретения аналогично функционированию первого варианта его реализации, описанному со ссылками на фиг. 2.
Для скоростей полета, соответствующих значениям числа Маха порядка 2,5, в этом варианте реализации только заслонка 24 приводится в действие, позволяя тем самым приоткрыть соответствующим образом для этой скорости второе отверстие 22 и впустить струю V наружного воздуха, схематически представленную на фиг. 3 жирной штрихпунктирной линией, непосредственно в горловину 8 реактивного сопла 7 таким образом, чтобы изменить в этом месте переходной зоны 9 конфигурацию газового потока, поступающего из камеры сгорания. При этом заслонка 23 полностью перекрывает первое отверстие 21.
При скоростях полета, соответствующих числу Маха, примерно равному 6, а также превышающему, например, 7, заслонка 23 приводится в движение и приоткрывается, как это показано на фиг. 3 схематически соответственно пунктиром, а также тонкой штрихпунктирной линией, отверстие 21 для впуска через него соответствующей струи наружного воздуха, которая при этом проходит через камеру 6 сгорания, переходную зону 9 и выходит через реактивное сопло 7.
При этом для скорости полета, по меньшей мере, соответствующей числу Маха порядка 7, изменяемая геометрия корпуса 3 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя оказывается практически постоянной вплоть до уровня горловины 8 реактивного сопла 7 при небольшом последующем расширении. При дальнейшем увеличении скорости полета в еще большей степени уменьшается объем камеры 6 сгорания и объем переходной зоны 9 вплоть до получения минимального объема зон корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя при скоростях полета, соответствующих числам Маха, превышающим, например, 7.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенный для функционирования в широком диапазоне скоростей, содержит корпус, имеющий по меньшей мере одно регулируемое отверстие, выполненное с возможностью сообщения камеры сгорания с наружной атмосферой и ввода в переходную зону струи наружного воздуха с тем, чтобы придать указанной зоне изменяемую геометрию, позволяющую постепенно перейти от сначала сходящегося, а затем расходящегося по длине корпуса сечения для скоростей, соответствующих невысоким значениям числа Maxa, к приблизительно постоянному по длине сечению, которое затем немного расширяется для скоростей полета, соответствующих относительно высоким значениям числа Maxa. Такое выполнение двигателя позволяет сохранить максимальную величину независимо от внешних условий. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
| US 3279194 A, 18.10.66 | |||
| US 3514956 A, 02.06.70 | |||
| ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 1988 |
|
RU2028488C1 |
| РЕГУЛИРУЕМОЕ СОПЛО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ШУМОГЛУШИТЕЛЕМ | 0 |
|
SU175353A1 |
| ЭЖЕКТОРНЫЙ УВЕЛИЧИТЕЛЬ ТЯГИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1982 |
|
RU1093062C |
