РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2002 года по МПК F02K7/18 

Изобретение относится к авиастроению, а именно к двигателестроению, и может быть использовано для замены существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).

Наиболее близким по технической сущности является ПВРД (прототип [1]), в состав которого входят ракетная ступень, состоящая из ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), вслед за которым расположена прямоточная ступень, состоящая из воздухозаборника, камеры дожигания и выходного сопла. Обеспечение высокой степени дожигания топлива обеспечивается большой длиной камеры дожигания.

Однако данный тип двигателя обладает значительными габаритными характеристиками. Кроме того, для обеспечения высокого коэффициента дожигания топлива необходима значительная длина камеры дожигания, а вследствие высокого скоростного напора при полете на сверхзвуковых скоростях возможен срыв горения.

Задачей данного изобретения является увеличение коэффициента дожигания топлива, предупреждение срыва горения и уменьшение габаритов камеры дожигания и массовых характеристик двигателя в целом.

Данная задача решается за счет того, что газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом 20-30^o к оси двигателя, что обеспечивает вращение газогенератора в процессе работы и поддержание турбулентного горения в камере дожигания. Это повышает устойчивость горения топливной смеси и, как следствие, удельный импульс двигателя.

Заявляемая конструкция ПВРД отличается от прототипа тем, что в ней используется вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами, размещенный внутри камеры дожигания.

На фиг. 1 представлен общий вид, а на фиг. 2 - сечение А-А ракетно-прямоточного двигателя с вращающимся блоком полупетлевых сопл.

Предлагаемая конструкция состоит из корпуса (13), внутри которого размещены воздухозаборник с центральным телом (4), которое жестко закреплено на узлах (5), камера дожигания с соплом Лаваля (11), внутри которой расположены вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами (12), повернутыми на угол 20-30^o по часовой стрелке (сечение А-А), заряд стартового ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) (9) и воспламенитель (7).

Конструкция также состоит из топливного отсека, расположенного внутри центрального тела воздухозаборника (4), и трубопровода подачи топлива (8), который является подвижным, закреплен на подшипнике (2) центрального тела воздухозаборника и подшипнике (3) узлов крепления трубопровода (6) и одновременно является узлом крепления вращающегося газогенератора (10).

Двигатель работает следующим образом.

При подаче команды на воспламенение с помощью воспламенителя (7) поджигается заряд твердого топлива, размещенный в камерах газогенератора (10) и дожигания (9). Продукты горения, истекающие из камеры дожигания через сопло Лаваля (11), создают реактивную силу тяги. После окончания горения стартового РДТТ летательный аппарат набирает скорость более 100 м/с, необходимую для начала работы РПД. Далее, топливо (1) с низким содержанием окислителя из топливного отсека, расположенного в центральном теле воздухозаборника (4), по трубопроводу (8) подается в газогенератор (10), где поджигается воспламенителем (7). Вследствие недостаточного количества окислителя газовая смесь разогревается, однако топливо до конца не сгорает и поступает через полупетлевые сопла (12) в камеру дожигания. Поскольку сопла расположены под углом 20-30^o, то возникающая при истечении горячей топливной смеси из газогенератора реактивная сила его раскручивает. Попав в камеру дожигания, топливная смесь перемешивается с атмосферным воздухом, поступающим через воздухозаборники, и сгорает. Продукты сгорания через сопло Лаваля истекают в атмосферу, создавая реактивную силу.

Литература
1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей -М.: Машиностроение, 1980г., стр.489-494.

Ракетно-прямоточный двигатель содержит камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник. Газогенератор выполнен вращающимся, находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30^o к оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить коэффициент дожигания топлива, предупредить срыв горения и уменьшить габариты камеры дожигания и массовые характеристики двигателя в целом. 2 ил.

Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник, отличающийся тем, что вращающийся газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30^o к оси двигателя.