РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2001 года по МПК F02K7/18 

Изобретение относится к реактивной технике, а именно к конструкции ракетно-прямоточных двигателей, и может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя по заявке на изобретение Франции N 2549146 от 6 февраля 1985 г., МКИ 7 F 02 К 7/18, содержащего обечайку, внутри которой с кольцевым зазором, образующим воздухозаборник, установлен газогенератор с зарядом твердого топлива, на переднем днище которого размещен сопловой блок.

Недостатком этой конструкции является отсутствие возможности регулирования его тяги в зависимости от условий полета летательного аппарата.

Кроме того, известно, что любое твердое топливо имеет определенный диапазон давлений устойчивого горения, т.е. минимальный и максимальный уровни давлений. Снижение этого уровня приводит к прекращению горения топлива, а превышение допустимого максимального давления приводит к резкому увеличению скорости горения его, что может стать причиной взрыва камеры сгорания (см. книгу В.Е. Алемасова и др. "Теория ракетных двигателей". М.: Машиностроение, 1969, с. 420-426). Таким образом, ставится задача необходимости обеспечения регулирования тяги ракетно-прямоточного двигателя строго в пределах допустимого диапазона давлений устойчивого горения твердого топлива.

Поэтому, для повышения надежности работы двигателя при регулировании его тяги в зависимости от условий полета летательного аппарата, в двигателе сопловой блок размещен на переднем днище газогенератора, закритические части сопл установлены с поворотом относительно осей прорезей критических сечений, выполненных на боковой поверхности газогенератора, и газогенератор снабжен механизмом управления площадью критического сечения сопла газогенератора. Механизм управления выполнен в виде заслонки с газоотводными окнами и установлен в полости камеры сгорания газогенератора таким образом, что образует зазор между боковой поверхностью заслонки и корпусом камеры сгорания газогенератора и имеет возможность образовывать зазор между плоскостью заслонки и сопловым днищем газогенератора, при этом заслонка может перемещаться относительно соплового днища последнего.

Предложенный двигатель иллюстрируется графически, где на фиг.1 показан общий вид двигателя, а на фиг.2 - сечение по А-А.

Двигатель состоит из стакана 1 камеры сгорания газогенератора с зарядом твердого топлива 2, имеющим отрицательный баланс по окислителю. Впереди стакана 1 газогенератора установлено сопловое днище 3, посредством которого он крепится к корпусу 4 летательного аппарата, а стойками 5 - к корпусу камеры сгорания 6 воздушного контура.

Сопловое днище 3 образует совместно со стаканом камеры сгорания 1 газогенератора входной участок 7, соединенный через прорезь критического участка 8 с прямоугольным, в сечении, выходным закритическим участком 9 сопла 10. При этом входной участок 7 имеет поворот оси, относительно начала участка, к критическому сечению 8 на 90^o, и выходной участок 9 поворачивается от критического участка 8 к срезу 11 на 75 -90^o (см. авт.св. N 294242). Поворот тракта сопла 10 производится в сторону. Выходные участки 9 сопел 10 ограничены по срезу 11 верхней стороной 12, стороной 13, совмещенной с внешней поверхностью стакана камеры сгорания 1 газогенератора, и боковыми стенками 14. Впереди корпуса камеры сгорания 6 воздушного контура имеется воздухозаборное устройство 15, а сзади - реактивное сопло 16. Между боковыми стенками 14 соседних сопл 10 газогенератора образованы воздухозаборные окна воздушного контура. Между стаканом 1 камеры сгорания газогенератора и корпусом 6 воздушного контура находится камера смешения - дожигания 18 двигателя.

Внутри стакана 1 газогенератора, со стороны соплового блока 3, установлена заслонка 19 с газоводными окнами 20. Заслонка установлена с возможностью ее продольного относительно соплового блока 3 перемещения. Продольное перемещение заслонки 19 осуществляется через вал 21 приводом 22. Заслонка 19 размещается в стакане 1 так, что плоскость 23 образует зазор с передней частью 24 соплового днища 3. Величина этого зазора не менее размера критического сечения 8, определяемого расчетным путем и обеспечивающего устойчивое горение газогенераторного топлива 2 при минимальном давлении в камере сгорания газогенератора (критические сечения 8 полностью открыты). Между боковой поверхностью заслонки 19 и внутренней поверхностью корпуса 1 камеры сгорания газогенератора тоже имеется зазор 25, величина которого определяется расчетным путем для максимального давления устойчивого горения газогенераторного заряда 2.

Двигатель работает следующим образом.

Продукты неполного сгорания твердого топлива 2 газогенератора проходят через поворотные сопла 10 в прямоточный контур 18, эжектируя воздух через воздухозаборные окна 17. Далее газовоздушная смесь дожигается в камере 18 прямоточного воздушного контура и продукты истекают через реактивное сопло 16 двигателя, создавая тягу.

При этом регулирование тяги осуществляется изменением площади критического сечения 8 сопл газогенератора перемещением плоскости 23 заслонки 19 относительно передней части 24 критического сечения 8 соплового днища 3. Выход продуктов неполного сгорания заряда 2 от поверхности горения к критическому сечению 8 происходит как через окна 20 заслонки 19, так и через зазор 25 между заслонкой 19 и внутренней поверхностью корпуса 1. Совмещение плоскости 23 заслонки 19 с сопловым днищем 3 позволяет выход продуктов сгорания заряда 2 только через зазор 25, когда зазор становится критическим участком сопл газогенератора, т.е. величина критического участка минимальная, давление газов в камере газогенератора максимальное и имеет значение, соответствующее допустимому максимальному давлению устойчивого горения данного топлива. Перемещение заслонки 19 приводом 22 от соплового днища дает возможность выхода продуктов сгорания заряда 2 и через зазор 25, и через зазор, образуемый торцевой плоскостью 23 и передней частью 24 соплового днища 3. При этом по мере перемещения плоскости 23 от соплового днища 3 раскрываемая площадь критического участка 8 будет увеличиваться, а давление в камере сгорания газогенератора - уменьшаться. Максимальное открытие критических участков 8 соответствует минимально допустимому значению давления в камере сгорания по устойчивому горению заряда 2 газогенератора.

Область изменения критического сечения газогенераторного сопла и определяет область регулирования тяги двигателя в целом, изменяя мощность истечения газогенераторной струи из сопл 10 в камеру смешения - дожигания 18, что в свою очередь влияет на эжектирующие свойства газогенераторной струи, а значит и на количество поступающего в камеру 18 окислителя.

Изменение критического сечения сопл газогенератора в соответствии с заданным для конкретного топлива диапазоном рабочих давлений по устойчивости его горения, когда минимальному давлению в камере газогенератора соответствует полное раскрытие критических участков его сопл, а максимальному давлению - минимальное проходное сечение критических участков, в первом случае предотвращает прекращение горения заряда 2, во втором - взрыв корпуса 1 газогенератора.

Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность работы двигателя при регулировании его тяги за счет введения в его конструкцию механизма управления площадью критического сечения сопла газогенератора, у которого крайние величины критического сечения учитывают рабочие диапазоны давлений устойчивого горения топлива.

Представленное к защите патентом техническое решение может быть изготовлено на предприятиях, выпускающих подобную продукцию на базе технологии производства уже известных ракетно-прямоточных двигателей.

Ракетно-прямоточный двигатель содержит обечайку, внутри которой с кольцевым зазором, образующим воздухозаборник, установлен газогенератор с зарядом твердого топлива, на днище которого размещен сопловой блок. Сопловой блок размещен на переднем днище газогенератора. Закритические части сопл установлены с поворотом относительно прорезей критических сечений, выполненных на боковой поверхности газогенератора. Газогенератор снабжен механизмом управления площадью критического сечения сопла, выполненным в виде заслонки с газоотводными окнами и установленным в плоскости камеры сгорания газогенератора таким образом, что образует зазор между боковой поверхностью заслонки и корпусом камеры сгорания газогенератора и имеет возможность образовывать зазор между плоскостью заслонки и сопловым днищем газогенератора. Заслонка может перемещаться относительно соплового днища последнего. Изобретение направлено на повышение надежности работы двигателя при регулировании его тяги в зависимости от условий полета летательного аппарата. 2 ил.

Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий обечайку, внутри которой с кольцевым зазором, образующим воздухозаборник, установлен газогенератор с зарядом твердого топлива, на днище которого размещен сопловой блок, отличающийся тем, что сопловой блок размещен на переднем днище газогенератора, закритические части сопл установлены с поворотом относительно осей прорезей критических сечений, выполненных на боковой поверхности газогенератора, и газогенератор снабжен механизмом управления площадью критического сечения сопла, выполненным в виде заслонки, с газоотводными окнами и установленным в плоскости камеры сгорания газогенератором таким образом, что образует зазор между боковой поверхностью заслонки и корпусом камеры сгорания газогенератора и имеет возможность образовывать зазор между плоскостью заслонки и сопловым днищем газогенератора, при этом заслонка может перемещаться относительно соплового днища последнего.