Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты) Российский патент 2019 года по МПК F02K7/10 

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, в которых рабочее тело используется для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием за счет скоростного напора, в частности, к сверхзвуковым (СПВРД).

Известен сверзвуковой воздухозаборник (воздухозаборное устройство) и способ его запуска, патент JP № 2000192823. Воздухозаборное устройство включает корпус и проточный тракт с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока, расположенную на боковой поверхности корпуса, содержащим шиберную заслонку-слайд (устройство перекрытия), установленную на его выходе. Привод устройства перекрытия канала сообщения включает датчик статического давления в горле воздухозаборного устройства, преобразователь (поз. 19) сигнала датчика статического давления, соленоидальный магнит, обмотка которого сообщена с преобразователем сигнала датчика статического давления. Шиберная заслонка-слайд, установлена на направляющих, поджата пружиной сжатия, и установлена в открытом положении посредством удерживающего захвата, с приводом от соленоидального магнита. Известное устройство может быть использовано в составе прочного тракта корпуса СПВРД, включающего также камеру сгорания и реактивное сопло, и содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания и устройство крепления к летательному аппарату. При использовании известного ВЗУ в составе проточного тракта СПВРД, увеличивается статическое давление в горле (минимальном проходном сечении) ВЗУ, что обеспечввает возможность пропорционального увеличения рабочего давления продуктов сгорания топлива в камере сгорания СПВРД, за счет уменьшения площади критического сечения его реактивного сопла, при этом увеличивается степень расширения продуктов сгорания топлива в раструбе (расширяющейся части) реактивного сопла и их скорость на выходе из реактивного сопла. Благодаря этому обеспечивается возможность при одинаковых габаритах СПВРД и расходе топлива, увеличить тягу СПВРД, или, для получения необходимой тяги СПВРД уменьшить его габариты и расход топлива в его камеру сгорания, следовательно, в обоих случаях, обеспечить повышение тягово-экономических характеристик СПВРД.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками первого варианта предлагаемого СПВРД, являются следующие: сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, выполненный в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками второго варианта предлагаемого СПВРД, являются следующие: сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, выполненный в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока и содержащим устройство перекрытия.

При реализации известного ВЗУ в составе СПВРД, использование статического давления в горле воздухозаборного устройства для перекрытия воздуховода приводит к конструктивной сложности устройства перекрытия: наличию датчика статического давления в горле воздухозаборного устройства, преобразователя (поз. 19) сигнала датчика статического давления, соленоидального магнита, обмотка которого сообщена с преобразователем сигнала датчика статического давления, шиберной заслонки-слайда, установленной на направляющих и поджатой пружиной сжатия, захвата, удерживающего заслонку-слайд в открытом положении, с приводом от соленоидального магнита. Кроме того, отвод части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ на его наружную стенку приводит к ее дополнительному нагреву, вследствие того, что отводимый после сжатия многоскачковой поверхностью торможения воздушный поток имеет увеличенную температуру.

Технической задачей, на решение которой направлены варианты предлагаемого технического решения является упрощение конструкции СПВРД и исключение дополнительного нагрева наружной стенки ВЗУ.

Для достижения названного технического результата в первом варианте СПВРД, выполненном в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока, стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

Для достижения названного технического результата во втором варианте СПВРД, выполненном в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока и содержащим устройство перекрытия, стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла, а устройство перекрытия воздуховода выполнено в виде подпружиненного обратного клапана.

Отличительными признаками первого варианта предлагаемого СПВРД являются следующие: стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

Отличительными признаками второго варианта предлагаемого СПВРД являются следующие: стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла, а устройство перекрытия воздуховода выполнено в виде подпружиненного обратного клапана.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - упрощается конструкция СПВРД, исключается дополнительный нагрев верхней стенки ВЗУ и обеспечивается возможность повторного запуска СПВРД.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА с СПВРД для упрощения конструкции СПВРД, обеспечивающего повышенные тягово-экономические характеристики.

Устройство поясняется чертежами, фиг. 1-3.

На фиг. 1 представлен вид СПВРД в разрезе, поясняющий устройство отвода части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ и устройство перекрытия воздуховода, выполненное в виде обратного клапана.

На фиг. 2 представлено сечение А-А фиг. 1, дополнительно поясняющее конструкцию обратного клапана в воздуховоде.

На фиг. 3 представлен вид СПВРД спереди, поясняющий конструкцию решетки отверстий на поверхности торможения ВЗУ перед его горлом и отверстия в стенке проточного тракта на входе в камеру сгорания (место вырыва корпуса СПВРД).

Представленный на чертежах СПВРД выполнен в виде корпуса 1 снабженного устройством 2 крепления к ЛА (на чертежах не показан), и содержащего проточный тракт, включающий ВЗУ 3 с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока, образованной поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к набегающему потоку воздуха (W_п), горлом 6 с наименьшим проходным сечением и изолятором 7 со слабо расширяющимся проходным сечением (на величину увеличения толщины пограничного слоя воздушного потока), для размещения косых скачков давления, замыкающих прямой скачок давления воздушного потока в наименьшем проходном сечении горла 6, диффузор 8, камеру 9 сгорания, реактивное сопло 10 с критическим сечением 11. На поверхности торможения 5 перед горлом 6 выполнена решетка 12 отверстий 13. В стенке 14 проточного тракта на участке 15 входа в камеру 9 сгорания выполнено отверстие, которое может быть выполнено, как в виде одного сплошного отверстия (на чертеже не показано), так и в виде нескольких отверстий 16, распределенных по участку 15. Корпус 1 снабжен воздуховодом 17, сообщающим отверстия 13 решетки 12 с отверстиями 16 участка 15. Воздуховод 17 снабжен устройством перекрытия, выполненным в виде обратного клапана, содержащего заслонку 18, размещенную в воздуховоде 17 на оси 19 поворота, установленной перпендикулярно к направлению отводимого воздушного потока над проходным сечением воздуховода 17 за заслонкой 18 в шарнирах 20, выполненных в стенке 21 воздуховода 17. Перед заслонкой 18 по переферии перпендикулярного сечения воздуховода 17 выполнено посадочное место 22 для заслонки 18. На оси 19 размещена пружина 23, закрепленная одним концом к стенке 21, а вторым концом к заслонке 18, и поджимающая заслонку 18 к посадочному месту 22. Корпус 1 снабжен воспламенительным устройством 24, сообщенным с камерой 9 сгорания и снабженным устройством 25 его включения, систему 26 подачи топлива в камеру сгорания и систему 27 управления, сообщенную линиями электрической связи с системой 26 подачи топлива в камеру сгорания и устройством 25 включения воспламенительного устройства 24.

СПВРД работает следующим образом. При разгоне ЛА отдельным разгонным устройством (на чертежах не показано) до сверхзвуковой скорости полета, благодаря торможению воздушного потока W_n (фиг. 1) в ВЗУ 3 поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к горизонту, воздушный поток скачкообразно тормозится в косых скачках давления, отраженных от этих поверхностей, с последовательным ступенчатым увеличением давления за каждым скачком, что обеспечивает максимальное статическое давлением воздуха на входе в горло 6. Максимальный расход воздуха через горло 6 определяется минимальной площадью его проходного сечения и скоростью звука в этом сечении, которая является максимальной и по которой определяется минимальная площадь проходного сечения горла 6 для прохода через изолятор 7, диффузор 8 в камеру 9 сгорания расхода воздуха, необходимого для обеспечения тяги реактивного сопла 10 СПВРД, потребной для полета ЛА. При этом, в минимальном сечении горла 6 образуется прямой скачок, за которым в изоляторе 7 скорость течения воздуха становится дозвуковой и располагаются косые скачки давления замыкающие прямой скачок давления. В предлагаемом СПВРД, как и в прототипе, реализуется увеличенный расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6, что позволяет уменьшить площадь минимального проходного сечения горла 6, при этом скорость звука в этом сечении устанавливается до момента разгона ЛА до скорости запуска СПВРД, а часть расхода воздуха, поступающего в ВЗУ 3, ~20÷60% отводится с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12 по воздуховодному каналу 17 и отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, под действием перепада давления между давлением на входе в горло 6 и пониженным до момента запуска СПВРД давлением в камере 9 сгорания, обусловленным тем, что критическое сечение 11 реактивного сопла 10 выбирается исходя из расхода через него подогретых, в результате сгорания топлива в камере 9 сгорания, газов. Динамическое давление отводимого по воздуховодному каналу 17 воздушного потока действует на заслонку 18 (фиг. 1), формируя силу, преодолевающую противоположно действующую силу пружины 23 (фиг. 2) и заслонка 18, поворачиваясь на оси 19 в шарнирах 20, отрывается от кольцевого посадочного места 22 и занимает положение у стенки 21 (фиг. 1), открывая проход для отводимого воздушного потока через проходное сечение кольцевого посадочного места 22 по воздуховодному каналу 17 через отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания. При дальнейшем увеличении скорости полета ЛА разгонным устройством, увеличивается степень увеличения статического давления воздушного потока в косых скачках давления, отраженных от поверхностей 4 и 5 торможения (степень сжатия воздушного потока в ВЗУ 3), следовательно, увеличиваются статическое давление и температура воздуха на входе в горло 6. Пропорционально увеличению этого давления увеличивается расход воздуха через окна 13 решетки 12 и расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6. Одновременно, с увеличением температуры воздуха, пропорционально квадратному корню из значении температуры, увеличивается скорость звука в воздухе, в минимальном проходном сечении горла 6, следовательно, увеличивается и расход воздуха через горло 6. С увеличением скорости течения воздуха через горло 6, увеличивается и скорость течения воздуха вдоль поверхности 5 торможения, что уменьшает рост статического давления воздуха на входе в окна 13, определяющего расход воздуха отводимого с поверхности 5 торможения. Это приводит к перераспределению первоначального соотношения расходов воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения и через горло 6 (20÷60% и 80÷40%), в пользу увеличения процента расхода воздуха, проходящего через горло 6. При увеличении расхода воздуха в камеру 9 сгорания до величины достаточной для обеспечения горения топлива в ней, система 27 управления задействует топливную систему 26 для подачи топлива в камеру 9 сгорания и его воспламенения. В случае, если температура топливно-воздушной смеси ниже температуры самовоспламенения топлива, система 27 управления выдает электропитание в устройство 25 включения воспламенительного устройства 24, которое обеспечивает розжиг топлива в камере 9 сгорания и увеличение в ней статического давления продуктов сгорания до значения, обеспечивающего создание реактивным соплом 10 необходимой тяги СПВРД. В связи с увеличением статического давления газов в камере 9 сгорания, уменьшается перепад давления по тракту воздуховода 17 и расход воздуха, отводимого по нему с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12. Соответственно, уменьшается скорость течения воздуха и его расход по воздуховоду 17 и, обратно пропорционально квадрату скорости воздуха, уменьшается динамическое давление воздуха, поворачивающее заслонку 18 в открытое положение. При этом пружина 23 поворачивает заслонку 18 вокруг оси 19 поворота, прижимая заслонку 18 к кольцевому посадочному месту 22, и незначительный расход воздуха по воздуховоду 17 окончательно прекращается, и весь расход воздуха из ВЗУ 3 через горло 6 поступает в камеру 9 сгорания, что дополнительно увеличивает в ней статическое давление газов и тягу реактивного сопла 10. В случае срыва пламени в камере 9 сгорания при эволюции ЛА, статическое давление воздуха в ней резко уменьшается, перепад статического давления на участке отводимого с поверхности 5 торможения воздуха в отверстия 13 решетки 12 до камеры 9 сгорания увеличивается, что приводит к возобновлению расхода воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения в камеру 9 сгорания, и цикл запуска СПВРД повторяется аналогично. Отвод воздуха подогретого, в результате сжатия в ВЗУ 3 осуществляется по воздуховоду 17 сообщения через отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, что, в отличие от прототипа, исключает дополнительный подогрев внешней стенки ВЗУ 3. Благодаря тому, что после запуска СПВРД заслонка 18 находится на посадочном месте 22 и поджата пружиной 23, воздуховод 17 перекрыт, и забросы давления в камере 9 сгорания на переходных режимах (например, при переходе на режим увеличенного расхода топлива и тяги реактивного сопла 10) не влияют на работу ВЗУ 3, что улучшает условия его работы и работы СПВРД в целом.

Cверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигателе выполнен в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания. На поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий. Корпус снабжен воздуховодным каналом сообщения решетки отверстий с зоной пониженного давления воздушного потока и устройством его перекрытия. В стенке проточного тракта на входе в камеру сгорания выполнено отверстие. Сообщение воздуховодного канала с зоной пониженного давления воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла. Устройство перекрытия воздуховодного канала сообщения выполнено в виде подпружиненного обратного клапана. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключения дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата в его сверхзвуковом прямоточным воздушно-реактивным двигателе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

1. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, выполненный в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока, отличающийся тем, что стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.

2. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, выполненный в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока и содержащим устройство перекрытия, отличающийся тем, что стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла, а устройство перекрытия воздуховода выполнено в виде подпружиненного обратного клапана.