Настоящее изобретение относится к стойке впрыска топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающего в широком диапазоне чисел Маха, в частности, с высоким числом Маха, например, которое равно приблизительно 12-15.
Известно, что, особенно, выгодно использовать прямоточные воздушно-реактивные двигатели для гиперзвуковых летательных аппаратов (ракетных снарядов, ракет, самолетов и т.д.), так как они обеспечивают работу в широком диапазоне чисел Маха, например, от 2 до 15 и имеют небольшой удельный расход топлива. В зависимости от частного случая применения к летательному аппарату и, в случае необходимости, также от этапа полета этого летательного аппарата, в качестве топлива можно использовать какой-либо жидкий углеводород, например такой как керосин, или какой-либо газ, например, такой, как водород или метан.
Кроме того, известно, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит, с одной стороны, по меньшей мере, ввод окислителя, который обычно, включает в себя воздухопровод или воздухозаборник, направляющий поток окислителя (в частности, воздух) к камере сгорания и, с другой стороны, по меньшей мере, одно устройство впрыска, обеспечивающее впрыск топлива в упомянутый поток окислителя таким образом, чтобы получить поток смеси окислителя с топливом, которое сжигается в упомянутой камере сгорания.
В прямоточных воздушно-реактивных двигателях, предназначенных для работы на режимах с невысоким числом Маха (например, до числа Маха 2), такое устройство впрыска топлива может быть выполнено в виде блока первичных форсунок, расположенных на внутренней стенке прямоточного воздушно-реактивного двигателя по периферии сечения потока окислителя.
Однако при режимах работы с высокими числами Маха, когда сгорание в прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют в сверхзвуковом или гиперзвуковом потоке, нельзя осуществлять впрыск топлива только на внутреннюю стенку прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Действительно, проникновение струй топлива в поток окислителя слишком слабо для того, чтобы оно могло обеспечить хорошее смешивание окислителя с топливом внутри упомянутого потока, в результате процесс горения протекает вяло или даже прекращается. Этот недостаток еще более усиливается с увеличением поперечных размеров потока окислителя.
Для того, чтобы устранить этот недостаток были предложены устройства для впрыска в виде рамп, снабженных множеством первичных форсунок, расположенных, по их длине, которые устанавливают в упомянутом потоке окислителя в поперечном направлении относительно этого потока, закрепляя, при этом, концы упомянутых рамп на противоположных стенках упомянутого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Такое устройство впрыска обычно называется термином "стойка впрыска", и оно используется либо отдельно, либо в сочетании с впрыском топлива в стенку.
Установленные в гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель такие стойки впрыска позволяют:
- обеспечить подачу топлива по всему сечению потока окислителя, несмотря на слабое проникновение струй топлива в поток окислителя на гиперзвуковой скорости;
- увеличить содержание топлива в смеси окислителя с топливом;
- обеспечить воспламенение смеси окислителя с топливом и стабилизированное горение пламени;
способствовать сжатию потока топлива, замедляя прохождение потока топлива, принятого прямоточным воздушно-реактивным двигателем.
С точки зрения аэродинамики, такие стойки впрыска, которые подвергаются воздействию потока топлива, являются как бы крылом, которое закреплено своими концами на двух противоположных стенках прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Кроме того, со стороны их носовой части, расположенной напротив топливных форсунок, установленных в донной части стенки, в которую поступает поток окислителя, упомянутые стойки впрыска должны иметь переднюю кромку с небольшим радиусом, необходимым для того, чтобы уменьшить потери давления, которые могут снизить тяговые характеристики прямоточного воздушно-реактивного двигателя и могут, даже, привести к блокировке потока окислителя, который может быть гиперзвуковым только тогда, когда скорость окислителя в передней части является достаточно высокой.
Однако нагревание упомянутой носовой части, вызванное гиперзвуковым потоком окислителя, обратно пропорционально корню квадратному радиуса передней кромки упомянутой носовой части. Вследствие этого, носовая часть, имеющая переднюю кромку с небольшим радиусом подвергается очень сильным нагревам. Кроме того, следует отметить, что ввиду того, что упомянутые стойки впрыска расположены внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя, поэтому невозможно обеспечить охлаждение посредством радиационного охлаждения воздухом, в котором летит летательный аппарат, приводимый в движение упомянутым прямоточным воздушно- реактивным двигателем. Итак, такая носовая часть подвержена воздействию очень высоких температур, достигающих приблизительно 5000 K посредством летательного аппарата, который летит на режиме полетного числа Маха, равного 12, на высоте приблизительно 30 км. Следовательно, необходимо изготавливать стойки впрыска из материалов таких, как керамика, причем радиус упомянутой передней кромки равен приблизительно 3-5 мм. Однако, учитывая применяемые в настоящий момент способы изготовления деталей из керамики, легко можно представить, что изготовление стоек впрыска из керамического материала, которые должны обеспечивать высокую точность обязательно будут длительными и дорогостоящими.
Целью настоящего изобретения является устранение этих недостатков. Оно относится к стойке впрыска для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которая имела бы одновременно переднюю кромку с небольшим радиусом и могла бы быть изготовлена не из керамических материалов, а из других материалов.
Поставленная задача решена с помощью стойки для впрыска топлива для прямоточного воздушно- реактивного двигателя, предназначенного для работы в режиме с высокими числами Маха и содержащего камеру сгорания, в которую вводят поток окислителя, причем эта упомянутая стойка содержит носовую часть, имеющую переднюю кромку, на которую воздействует поток окислителя и образует, в задней части упомянутой стойки рампу первичных форсунок топлива, которая расположена в упомянутом потоке окислителя в поперечном направлении относительно этого потока и распределяет топливо в потоке окислителя, которая отличается согласно изобретению тем, что:
- упомянутая носовая часть образована, по меньшей мере, вблизи с ее передней кромкой, проницаемой стенкой, а - упомянутая стойка содержит:
- камеру, предусмотренную в вогнутости упомянутой проницаемой стенки носовой части, и
- средства впрыска охлаждающей текучей среды в упомянутую камеру, причем, упомянутые средства впрыска могут создавать множество струй охлаждающей текучей среды, которые распределяются вдоль высоты упомянутой носовой части и ударяются о вогнутый торец проницаемой стенки, по меньшей мере, в зоне упомянутой передней кромки таким образом, чтобы они проходили через проницаемую стенку.
Таким образом, осуществляют охлаждение передней кромки стойки, впрыскивая охлаждающую текучую среду через стойку с более высокими скоростями. Кроме того, проницаемость передней кромки позволяет облегчить воспламенение при более низких скоростях при поступлении воздуха при более низких скоростях и использовать таким образом "проницаемость в двух направлениях" передней кромки (это будет описано подробно).
Согласно вариантам выполнения упомянутая стенка носовой части может быть выполнена, по меньшей мере, рядом с передней кромкой этой носовой части из материала, проницаемого для струй охлаждающей текучей среды, или же она может иметь отверстия, расположенные вдоль передней кромки носовой части, или же еще, по меньшей мере, одну щель, расположенную вдоль передней кромки носовой части.
Целесообразно, чтобы охлаждающая текучая среда представляла собой топливо.
Согласно другому частному варианту выполнения изобретения упомянутая носовая часть состоит из одной детали, выполненной в форме двугранного угла, ребро которого образует переднюю кромку носовой части, и который образует, в своей вогнутости, камеру.
Кроме того, выгодно, чтобы стойка содержала бы корпус, который образует, внутри стойки впрыска, внутреннюю полость, в которой выполнено множество первичных камер, каждая из которых выполнена в виде перфорированного цилиндра, оба конца которого открыты.
В частности, упомянутые первичные камеры расположены в один ряд друг над другом с некоторым промежутком друг от друга в упомянутой полости.
Согласно предпочтительному варианту первый конец каждой из упомянутых первичных камер выходит в вогнутость упомянутой носовой части в то время, как каждый другой конец упомянутых камер, в донной части стойки впрыска, выполнен в форме основной форсунки топлива.
Согласно другому варианту выполнения изобретения одна деталь, выполненная в форме кожуха, в котором предусмотрены отверстия закрывает первые концы упомянутых камер.
Согласно предпочтительному варианту в донной части стойки, в каждом промежутке между двумя первичными камерами предусмотрена вторичная топливная форсунка.
Кроме того, подача топлива в упомянутую стойку может осуществляться с помощью подводящих каналов, предусмотренных в концах стойки, которые жестко закреплены в противоположных стенках камеры впрыска прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Также стойка может содержать датчики-измерители давления на передней кромке, давления внутри стойки и давления подачи топлива, а также температуры стенки передней кромки.
В дальнейшем прилагаемые чертежи помогут понять сущность изобретения. На этих чертежах, идентичные позиции обозначают идентичные элементы.
Фиг.1 изображает схематично перспективный вид одного варианта выполнения прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снабженного стойкой впрыска топлива, причем предполагается, что кожух упомянутого прямоточного воздушно- реактивного двигателя является прозрачным.
Фиг. 2 - перспективный вид варианта выполнения стойки впрыска топлива согласно изобретению в разобранном виде.
Фиг. 3 - продольный разрез по средней линии стойки, изображенной на фиг. 2.
Фиг. 4, 5, 6, 7 и 8 - поперечные разрезы упомянутой стойки впрыска топлива, соответственно линиям разреза IV- IV, V-V, Vl-VI, VII-VII и V111-V111 на фиг.3.
Фиг. 9 - схематически половину поперечного разреза части стойки впрыска согласно изобретению в потоке топлива и окислителя.
Фиг. 10 - схематически половину поперечного разреза части стойки впрыска, изображенной на фиг. 9, в которой топливо подается сбоку.
Фиг. 11 и 12- два варианта выполнения стойки впрыска аналогичные фиг. 9 согласно изобретению.
Изображенный на фиг. 1, прямоточный воздушно-реактивный двигатель предназначен для приведения в движение гиперзвукового летательного аппарата (не показан), который должен летать в широком диапазоне числа Маха, например, от числа, равного приблизительно 3, до числа Маха, равного приблизительно 12-15.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 содержит оболочку 2, которая снабжена на одном из его концов, воздухозаборником 3 для одного потока воздуха, который должен быть использован в качестве окислителя (обозначенного стрелками F), а на его противоположном конце, он снабжен соплом 4. Перед воздухозаборником оболочка 2 образует камеру 5 впрыска, внутри которой расположены две стойки 6 впрыска топлива, установленные в поперечном направлении относительно потока F окислителя. Каждая стойка 6 впрыска содержит носовую часть 7, имеющую переднюю кромку 8, на которую воздействует упомянутый поток окислителя. Стойки жестко прикреплены к оболочке 2 своими концами 6A и 6B, скрепленными с внутренней поверхностью двух противоположных стенок 5A и 5B камеры 5 впрыска. Между камерой 5 впрыска и соплом 4, оболочка 2 образует камеру сгорания 9, в передней части которой предусмотрены воспламенители (не изображены). В задней части или же в донной части (т.е. напротив камеры сгорания 9), упомянутые стойки 6 впрыска содержат продольные рампы впрыска (не представлены на фиг. 1, но изображены, в частности, на фиг. 3).
Таким образом, топливо распределяется по всему потоку F окислителя на уровне стоек 6 впрыска, а сгорание потока смеси окислителя с топливом происходит в камере сгорания 9, после этого газообразные продукты сгорания выбрасываются через сопло 4. Следует отметить, что в качестве топлива можно использовать керосин для самых низких полетных чисел Маха (до числа Маха, равного 8) (в случае необходимости с барботированием (разбрызгиванием) водорода таким образом, чтобы обеспечить зажигание прямоточного воздушно-реактивного двигателя и взрыв струи), а затем водород для более высоких чисел Маха. Можно также использовать и другие виды топлива такие, как метан, эндотермические гидроводороды, синтетическое топливо для прямоточного воздушно-реактивного двигателя этого типа.
Согласно отдельному варианту выполнения изобретения, изображенному на фиг. 1, оболочка 2 прямоточного воздушно-реактивного двигателя выполнена в форме трубопровода с прямоугольным или с квадратным сечением, который образован, обычно, четырьмя стенками, по две расположенные друг против друга стенки (предполагается, что на фиг. 1 они прозрачные). Конечно, эта конфигурация не является ограничивающей.
Как уже было изложено выше, передняя кромка 8 носовой части 7 стоек 6 впрыска подвержена очень сильному воздействию теплового потока, в момент, когда поток окислителя соответствует гиперзвуковому полету. Таким образом, температура передней кромки 8 носовой части может достигать приблизительно 5000 K.
Фиг. 2-8 изображают вариант стойки 6 впрыска, которая выполнена согласно изобретению и может выдерживать воздействие очень высоких термических нагрузок. Так, как изображено на чертежах, согласно этому варианту стойка впрыска топлива содержит корпус 10, в частности, металлический, который может быть образован так, как изображено на фиг. 2 из двух половин 10A и 10B корпуса, которые соединены между собой, и упомянутую носовую часть 7, состоящую из одной детали, например металлической, по существу, в виде двугранника, ребро которого образует переднюю кромку 8 носовой части 7, и образующую в своей полости камеру 11. Так, как уже было сказано, носовая часть 7 образована, по меньшей мере, рядом с ее передней кромкой 8, одной стенкой 12, которая является проницаемой для струй охлаждающей текучей среды.
Эта стенка может быть выполнена, по меньшей мере, рядом с передней кромкой 8 носовой части 7, из проницаемого для струй охлаждающей текучей среды материала, т.е. в этом случае проницаемость стенки обеспечена благодаря естественной пористости применяемого материала. Однако, как изображено на чертежах, стенка 12 носовой части 7 может также иметь ряд отверстий 13, или щель 13а (щель изображена штрих-пунктирными линиями на фиг. 2), которая расположена вдоль передней кромки 8 носовой части 7. Следует отметить, что можно также применить любое другое устройство, которое может обеспечить необходимую проницаемость и сохранение достаточной механической прочности.
В качестве примера, при условии, что известно, что любой выбор размеров осуществляется в зависимости от применения и от частного случая, мы можем сообщить, что типовые размеры на уровне носовой части могут быть следующими: толщина - около 30 мм, миллиметровый радиус передней кромки, угол 6o для носовой части, длина равна нескольким десяткам сантиметров, а ширина может достигать 1 м. Поэтому чертежи, в частности фиг. 2, не должны рассматриваться как точная иллюстрация этих размеров, а скорее как средство для облегчения понимания предложенного чертежа.
Принимая во внимание, что охлаждающая текучая среда состоит согласно предпочтительному варианту выполнения из самого топлива, небольшая часть которого может впрыскиваться через переднюю кромку для охлаждения этой кромки при наиболее высоких полетных числах Маха (например, начиная от числа Маха, равного 6), ниже будет приведено подробное описание внутреннего устройства корпуса 10 стойки 6 впрыска, которое соответствует варианту выполнения изобретения, изображенному на фиг. 2-8.
Как видно, в частности, на фиг. 2, обе половины 10A, 10B корпуса образуют внутри стойки 6 впрыска, внутреннюю полость 14, в которой выполнено множество первичных камер 15, каждая из которых представляет собой перфорированный цилиндр, оба конца которого открыты. Камеры 15 расположены в ряд друг над другом и с некоторым промежутком относительно друг друга, в полости 14, и первый конец 15A каждой камеры выходит в вогнутость носовой части 7, предпочтительно, через соответствующее отверстие 16A детали 16, представляющей собой кожух, который закрывает концы 15A камер 15. Каждый другой конец 15B камер 15 в донной части стойки 6 впрыска выполнен в форме основной топливной форсунки.
Кроме того, в донной части стойки 6 впрыска предусмотрена вторичная топливная форсунка 17 в каждом промежутке между двумя камерами 15.
Подача топлива осуществляется с помощью подводящих каналов 18, предусмотренных в концах 6A, 6B стойки 6, которые закреплены на противоположных стенках 5A, 5B камеры 5 впрыска. Топливо распыляется в полости 14, через перфорированные камеры 15, при этом, оно направляется продольными ребрами 19, которые образуют пазы 20 вдоль высоты полости 14.
Кроме того, имеются приемники 21 давления (фиг. 2, 3) и на фиг. 3 позицией 22 обозначена пластина, предназначенная для опоры и закрепления камер 15 (см. также фиг.5).
Фиг. 9 и 10 изображают упрощенный вариант выполнения стойки 6 впрыска, которая содержит еще одну носовую часть 7, имеющую одну переднюю проницаемую кромку 8.
Упрощенное изображение стойки впрыска на фиг. 9 и 10 позволяет, в частности, объяснить более понятным образом работу обоих вариантов, которые обеспечиваются благодаря конструкции стойки, выполненной согласно изобретению, в соответствии с нижеследующими фиг. 11 и 12.
Кроме того, на фиг. 9 изображена камера 23 с проницаемой стенкой 24, выполненной согласно одному варианту изобретения, который отличается от варианта, изображенного на фиг. 2-6, но принцип которого остается таким же. Основной впрыск топлива в поток осуществляется через отверстия 25, вторичный впрыск осуществляется через отверстия 26, варианты впрыска для которых могут быть согласно предпочтительному варианту выполнения звуковыми или сверхзвуковыми.
На фиг. 10 изображены подводящие топливо каналы 27, которые оборудованы устройством для регулирования давления и расхода (не изображены).
Каналы 28 (фиг. 11) обеспечивают также возможность соединения передней проницаемой кромки 8 с внутренней камерой 23.
В случае необходимости, внешняя стенка стойки впрыска может быть выполнена частично проницаемой (часть 29), например, для того, чтобы отвести посредством поверхностного эффекта избыточное локальное тепло теплового потока, вызванного в точке удара.
Может возникнуть необходимость в установке элементов жесткости 30 для улучшения механической прочности стойки.
Во внутренней камере может быть установлено устройство 31 зажигания, состоящее, например из одной или нескольких свечей с электрическим управлением.
Кроме того, для управления впрыском, в целях обеспечения заданного эффекта осуществляют измерения давления. Например, измеряют давление на передней кромке (датчик 32), давление во внутренней камере (датчик 33) и давление подачи топлива (датчик 34). В случае необходимости, измерение температуры (например, с помощью термопары 35) стенки передней кромки может обеспечить возможность включения охлаждения этой кромки.
Управление режимом работы стойки впрыска осуществляется посредством:
- подачи компонентов ракетного топлива с заданным давлением,
- использования устройства зажигания или же его отключения,
- использования измерений, поступающих от датчиков давления и температуры.
Согласно предпочтительному варианту управление направлением потока (впуск окислителя, в частности воздуха, или же впрыск охлаждающей текучей среды, в частности топлива) через переднюю проницаемую кромку носовой части стойки, иначе говоря, всасывание в режиме "горелки" или же впрыск в режиме "охлаждения передней кромки" (фиг.11 и 12), осуществляется с помощью разности давления наружной среды (поступающий воздух) и давления внутренней стойки, не используя для этого никакого специального механического подвижного узла (такого как клапан) на уровне стойки впрыска.
Следует отметить, что, используя различные подводящие каналы, обеспечивают, в частности, возможность упростить регулировку давления во внутренней камере 23, впрыскивая постоянно такое количество топлива, которое необходимо для работы двигателя.
Режим "горелка" (фиг. 11) используется в случае, когда возникают трудности при горении, обычно это происходит при низком числе Маха во время сверхзвукового полета, когда прочность материала, из которого изготовлена передняя кромка 7 стойки 6, не используется. В результате впуск воздуха (стрелка А) происходит на уровне передней проницаемой кромки 8 (в частности, перфорированной).
В этот момент происходит горение, которое называют "пилотирующим" "управляющим" по внутренней камере 23 стойки 6, при смешении с топливом, которое туда впрыскивают (стрелка B). При выходе из стойки (задний конец относительно потока воздуха) осуществляют рядом с впрыском топлива (стрелка C) основной впрыск сгоревших газов, например обогащенных (стрелка D).
Главной целью горения в камере 23 управления является обеспечение воспламенения и стабилизации основного горения посредством создания горячей струи. Горение в камере управления осуществляется в дозвуковом потоке и при постоянном сечении оно способствует понижению давления, что в свою очередь способствует проникновению воздуха через переднюю кромку.
Стенки камеры управления подвержены воздействию тепловых потоков, но:
- давление в ней остается слабым, смесь богатая, а возникающие тепловые потоки остаются умеренными,
- топливо охлаждает эту камеру, которая может быть изготовлена, в случае необходимости, из жаропрочного материала;
1) с помощью циркуляции, в частности, в случае, когда используют впрыск топлива по стрелке (С),
2) с помощью пристеночного (париетального) охлаждения (пленочное охлаждение или эффузия), в случае, если выбирают технологию с проницаемой стенкой для камеры управления так, как представлено на фиг. 11.
Управление зажигания осуществляется следующим образом.
Когда температура остановки воздуха является достаточной для того, чтобы вызвать самовоспламенение (1000 K, например с водородом), то нет необходимости использовать устройство 31 зажигания.
Напротив, когда из-за условий полета самовоспламенение смеси не происходит в камере сгорания, то необходимо использовать устройство зажигания. Если же по какой-либо причине необходимо предотвратить воспламенение в этих условиях, то управление устройства зажигания дает дополнительную степень свободы.
Кроме того, основное горение сзади стойки впрыска может осуществляться в дозвуковом или в сверхзвуковом потоке. Принятый основным приемником воздух обходит вокруг стойки впрыска и горит с топливом, остающимся в богатых газообразных продуктах сгорания (стрелки D) и с топливом, которое впрыскивается, в случае необходимости, на уровне стрелок C.
В случае необходимости, по меньшей мере, один из подводящих топливо каналов 27 может позволить осуществить впрыск кислорода или какого-либо окислителя для того, чтобы, например, увеличить тягу в случае, когда это необходимо для выполнения полетного задания (режим работы, называемый режимом работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя с реактивными соплами).
Режим "охлаждение передней кромки" (фиг. 12) используется, когда воздействию подвергается материал, из которого изготовлена передняя кромка. Так, как это уже было изложено ранее, это осуществляют с помощью впрыска охлаждающей текучей среды (в частности, топлива) через проницаемую переднюю кромку 8 носовой части 7 стойки 6 впрыска.
В этих условиях, внутренняя камера содержит только топливо, которое проходит через нее перед тем, как одна его часть впрыскивается в направлении передней части, в направлении потока окислителя (для охлаждения передней кромки 8 носовой части 7 с помощью защитной пленки, создаваемой вокруг этой кромки), а его другая часть впрыскивается в направлении задней части, которая образует основной впрыск топлива (стрелка D') и, в случае необходимости, осуществляют дополнительные впрыскивания (стрелка C), для впрыска и для горения в двигателе.
В этом случае, не происходит никакого горения во внутренней камере, так как воздух, который находился бы в условиях, достаточных для самовоспламенения, имеет в этот момент давление, которое ниже давления топлива, и не может, следовательно, проникать во внутреннюю камеру.
В качестве пояснения, мы приводим здесь цифровые данные, относящиеся к различным давлениям системы для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который приводит в движение летательный аппарат, летящий с полетным числом Маха от 3 до 15.
Обозначив следующими условными обозначениями параметры (см. фиг. 9): Pa - давление воздуха за правой частью скачка отделившийся скачек Δ уплотнения на передней кромке 8 стойки, Pci- давление во внутренней камере, Ре - давление впрыска топлива или, более обобщенно, компонентов топлива (т.е. давление впрыска в стойку и регулируемое при приближении к потерям напора), можно сделать вывод, что
- Pa зависит от формы стойки и от аэродинамических углов атаки,
- Pe регулируется в зависимости от заданного эффекта и от ответа системы.
Основные параметры регулирования следующие:
- давление подачи, которое создает Pe,
- использование или не использование (ДА, НЕТ) устройства зажигания.
В таблице приведен порядок величин давлений полученных в различных элементах системы (см.таблицу в конце описания).
Однако необходимо следить за тем, чтобы давление впрыска через основные и вторичные форсунки было бы выше локального давления воздуха и, если это возможно, чтобы условия впрыска были бы благоприятными для смешивания этой текучей среды с воздухом, который огибает стойку.
Часто необходимость охлаждения камеры сгорания, а также необходимость обеспечения тяги вынуждает применить режим работы с расходом топлива, который сильно увеличивается, начиная от числа Маха 10, что вызывает значительное увеличение Pe согласно таблице в пределах от числа Маха 8 до числа Маха 15.
Как уже отмечалось, стойка впрыска топлива, выполненная согласно изобретению, обладает многочисленными преимуществами. Однако она особенно удачно приспособлена для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который работает в широком диапазоне чисел Маха на сверхзвуковом или на гиперзвуковом режимах и использует, по меньшей мере, частично топливо, создающее трудности при зажигании, такое, как керосин. Применение стойки особенно полезно в случае, когда необходимо использовать сверхзвуковое топливо для полетных чисел Маха, которые меньше 6, или когда необходимо применить средство для обеспечения зажигания.
Следовательно, кроме того, что целью изобретения является обеспечение охлаждения передней кромки стойки впрыска посредством впрыска через эту кромку охлаждающей текучей среды (например, топлива) при более высоких скоростях (режим "охлаждения передней кромки"), основной целью изобретения является обеспечение зажигания при более низких скоростях, при этом воздух принимают внутрь стойки (режим "горелки"), используя полностью проницаемость передней кромки в двух направлениях.
Кроме того, следует отметить, что выполнение этой функции клапана обеспечивают, не используя никакого механического устройства на уровне стойки впрыска, а только лишь регулируя разность между давлением поступающего воздуха и давлением внутри полости стойки.
Стойка впрыска топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, предназначенного для работы в режиме с высокими числами Маха, содержит камеру сгорания, в которую вводят поток окислителя. Стойка также содержит носовую часть, имеющую переднюю кромку, на которую воздействует поток окислителя, и она образует в задней части рамку первичных форсунок топлива, которая расположена на пути потока окислителя в поперечном направлении относительно этого потока и способна распределять топливо в потоке окислителя. Носовая часть стойки образована, по меньшей мере, рядом с ее передней кромкой и имеет стенку. Носовая часть образована одной деталью в форме двухгранного угла, ребро которого образует переднюю кромку носовой части, а в ее вогнутости образована камера. Имеются средства впрыска струй охлаждающей среды, а стенка выполнена проницаемой для струй охлаждающей текучей среды, которые ударяются об ее вогнутую стенку таким образом, что упомянутые струи охлаждающей текучей среды проходят через упомянутую стенку. Такое выполнение стойки впрыска топлива облегчает воспламенение топлива и охлаждение передней кромки стойки. 12 з.п. ф-лы, 12 ил., 1 табл.
| US 3727409 A, 17.04.1973 | |||
| RU 94038413 A, 27.08.1996 | |||
| ФРОНТОВОЕ УСТРОЙСТВО КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1992 |
|
RU2040701C1 |
| US 3808833 A, 07.05.1974 | |||
| US 5214914 A, 01.06.1993 | |||
| US 4730453 A, 15.03.1988 | |||
| ОХЛАЖДАЕМАЯ ЛОПАТКА ТУРБОЛ1АШИНЫ | 0 |
|
SU364747A1 |
