ИНТЕГРАЛЬНЫЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2023 года по МПК F02K7/18 

Предлагаемое устройство относится к реактивным двигателям, в частности к интегральным (комбинированным) прямоточным воздушно-реактивным двигателями (ПВРД), и может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов.

В настоящее время на летательных аппаратах находят применение прямоточные воздушно реактивные двигатели (ПРВД). Существенным недостатком таких двигателей является невозможность работы на старте и при относительно малой скорости полета (обычно М<2). Для быстрого достижения величины скорости движения летательного аппарата, требуемой для эффективной работы маршевого двигателя (ПВРД), обычно используется ракетный двигатель (стартовый разгонный двигатель - обычно РДТТ). Вследствие жестких ограничений на габаритно-массовые характеристики летательных аппаратов с ПРВД стартово-разгонный ракетный двигатель размещается в камере ПВРД. Такие двигатели называют интегральными (ИПВРД) или комбинированными.

Преимуществом ИПВРД по сравнению РПД (ракетно-прямоточным двигателем), который имеет промежуточные характеристики между ракетными и прямоточными двигателями является более высокие тяговые характеристики на участке разгона и более высокую экономичность на маршевом участке при скорости полета с числом М≥2,5 [1].

Оптимальные геометрические характеристики сопла маршевого и стартового разгонного двигателей существенно различаются. Газодинамические условия работы разгонного двигателя на стартовом участке и ПВРД на маршевом участке требуют различной геометрии сопла камеры - площадь критического сечения сопла ПВРД должна быть значительно больше площади критического сечения сопла стартового двигателя. Маршевое сопло для использования в режиме разгона непригодно из-за переразмеренности.

Одним из путей решения этой проблемы является применение выгораемого сопла. Известно устройство сопла для ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем [2], где стартовое сопло выгорает под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания топлива на маршевом режиме работы прямоточного двигателя. Стойкость стартового сопла на режиме разгона обеспечивается охлаждением его огневой стенки за счет подачи хладагента через специальные каналы огневой стенки стартового сопла в режиме разгона. По окончании работы стартового двигателя подачи хладагента прекращается. Хладагент, нагретый в тракте охлаждения, сбрасывается за борт летательного аппарата. Недостатком системы является наличие расходуемого хладагента и системы его подачи - это существенно ухудшает габаритно-массовые характеристики летательного аппарата

В [3] в качестве выгораемого сопла используется часть заряда из твердого топлива с относительно малой скоростью горения. Значительный разгар сопла происходит с самого начала работы разгонного двигателя, характеристики выгорания топлива существенно зависят и от температуры заряда топлива, которая может меняться в широком диапазоне. Это увеличивает нестабильность характеристик разгонного режима. Рабочий процесс носит существенно нестационарный характер и является трудно прогнозируемым. Это приводит к существенному снижению термодинамической эффективности двигателя.

В меньшей степени недостатки двигателей с выгораемым соплом присущи устройству, заявленному в [4], в котором выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, размещенное во внутренней полости сопла маршевого режима, выполнено, по меньшей мере, из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей.

Общим недостатком всех этих устройств является увеличение площади критического сечения разгонного двигателя в процессе разгона, что приводит к снижению удельного импульса.

В патенте [5] после окончания работы разгонного двигателя вскрываются заглушки воздухозаборного устройства двигателя и под действием давления набегающего потока воздуха неработающий разгонный двигатель удаляется из камеры сгорания. При этом уровень прочности крепежных элементов должен обеспечивать надежное крепление разгонного двигателя на маршевом режиме и в тоже время разрушаться под действием потока воздуха. Одновременно с удалением разгонного двигателя выдвигается коаксиальная наружная оболочка, скрепленная с соплом маршевого двигателя. Этим обеспечивается требуемая длина прямоточной камеры сгорания. Основным недостатком этого устройства является наличие наружной коаксиальной оболочки на корпусе ПВРД, которая должна отвечать требованиям, предъявляемым к камерам ПВРД по прочности и жаростойкости. При больших размерах ПВРД это приведет к значительному увеличению его веса.

В качестве ближайшего аналога принят интегральный ПВРД зенитной управляемой ракеты 3М9, предназначенной для использования в составе ЗРК 2К12. Маршевый двигатель ракеты - ПВРД.

В камере сгорания ПВРД размещался разгонный двигатель - твердотопливный заряд с бронированными торцами, снабженный соплом Лаваля. Сопло разгонного двигателя находится внутри сопла маршевого двигателя. Твердотопливный заряд разгонного двигателя крепится в камере маршевого двигателя при помощи стеклопластиковой решетки. Поскольку работа стартового двигателя возможна только в замкнутом объеме - выход продуктов сгорания должен быть только в сторону сопла на стартовом участке, до включения маршевого двигателя, выходы каналов воздухозаборников в камеру дожигания были закрыты стеклопластиковыми заглушками. По завершении работы стартового двигателя предусматривался отстрел внутренней части соплового аппарата (сопло разгонного двигателя) со стеклопластиковой решеткой, удерживающей стартовый заряд. [6].

Подобным образом устроен двигатель ракеты П-100 (3М80) противокорабельного ракетного комплекса «Москит». Начальный разгон ракеты «Москит» до скорости, необходимой для работы прямоточного двигателя, обеспечивался твердотопливным стартово-разгонным двигателем, размещенным внутри камеры сгорания ПВРД. Через 3-4 секунды после старта пороховой двигатель сгорает и выталкивается из сопла ПВРД набегающим потоком воздуха [7].

В последнее время одним из требований, предъявляемых к ряду разрабатываемых ИПВРД, является отсутствие сбрасываемых элементов [4]. Сопло разгонного двигателя, как правило, имеет значительную массу и его непредсказуемое движение в окружающей среде является нежелательным.

Недостатком является также наличие заглушек на воздухозаборнике непосредственно перед камерой сгорания двигателя, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления на стартовом режиме за счет наличия открытого тракта воздухозаборного устройства. Данное воздухозаборное устройство имеет сложную конструкцию заглушки и механизма ее удаления и требует большого объема отработки и испытаний, при этом остается вероятность попадания фрагментов заглушки в камеру сгорания двигателя, что может привести к повреждению или разрушению элементов регулирования и распределения топлива маршевого двигателя и, в конечном итоге, к неработоспособности или разрушению самого двигателя. Так, например, ракета воздушного боя Meteor компании MBDA при испытаниях после пуска не смогла перейти на маршевый режим и разрушилась в полете. При изучении обломков был сделан вывод, что воздухозаборники двигателя не открылись [8].

Следует отметить, что во всех рассмотренных выше аналогах в качестве стартового двигателя применяются РДТТ, которые имеют более низкий удельный импульс по сравнению с ЖРД и не обладают возможностью изменения тяги в полете в отличие от ЖРД и являются практически «одноразовыми».

Задачей предлагаемого технического решения является создание интегрального прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обладающего повышенной энергетической эффективностью и возможностью применения как на одноразовых так и многоразовых летательных аппаратах.

Предложен интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающих в себя маршевый ПВРД и размещенный в камере сгорания ПВРД соосно с ней стартовый ЖРД. Срез сопла стартового ЖРД совпадает (находится) в плоскости критического сечения маршевого ПВРД. Площадь среза сопла стартового двигателя меньше площади критического сечения маршевого ПВРД примерно на величину площади горловины воздухозаборного устройства. ЖРД имеет возможность перемещаться вдоль оси двигателя в переднюю часть ИПВРД. Заглушки, имеющиеся в ближайшем аналоге, отсутствуют, т.к. горение топлива на стартовом режиме происходит не в камере ПВРД, а в камере ЖРД. Основные элементы предлагаемого устройства представлены на Фиг. 1 и Фиг. 2.

На фиг. 1 представлен ИПВРД на стартовом участке полета.

На фиг. 2 представлен ИПВРД на маршевом участке полета.

- воздухозаборное устройство - 1;

- корпус камеры ПВРД - 2:

- форсунки горючего прямоточной камеры - 3;

- разгонный ЖРД - 4;

- сопло ПВРД - 5;

- механизм перемещения ЖРД -6.

Механизм перемещения включает в себя телескопический гидроцилиндр выдвижения ЖРД и телескопические направляющие. Уборка ЖРД в переднюю часть в конце стартового участка осуществляется за счет силы тяги ЖРД.

Не показаны общеизвестные элементы: топливные магистрали разгонного и маршевого двигателей, стабилизаторы горения, воспламенители, а также устройства фиксации ЖРД на стартовом и маршевом участках полета.

Работа устройства.

На стартовом участке ИПВРД работает следующим образом. В режиме разгона работает стартовый ЖРД. Воздух, проходящий воздухозаборное устройство и камеру ПВРД, проходит через кольцевой зазор образованный срезом сопла ЖРД и критическим сечением ПВРД. При этом в расширяющейся части сопла ПВРД формируется сопло с разрывом сверхзвукового контура или т.н. эжекторное сопло [9]. Таким образом, продукты сгорания ЖРД расширяются не только в сопле ЖРД, но и в сопле ПВРД, что позволяет увеличить удельный импульс стартового двигателя, по сравнению с укороченным соплом.

После окончания разгона летательного аппарата ЖРД перемещается в переднюю часть камеры ПВРД. Подача окислителя в камеру ЖРД прекращается. При необходимости, в камеру сгорания ПВРД из форсуночной головки ЖРД подается горючее, которое пройдя через сопло, смешивается с воздухом. Одновременно горючее подается в форсунки горючего, расположенные в камере ПВРД. Двигатель работает на маршевом режиме.

При необходимости снизить скорость полета до такой величины, когда работа маршевого двигателя будет невозможна, осуществляется перемещение ЖРД в сторону сопла прямоточного двигателя и запуск ЖРД - летательный аппарат функционирует как ракетоплан.

Несмотря на внешнее сходство предлагаемого двигателя с РПД, он таковым не является, т.к. отсутствует процесс смешения газов ЖРД с воздухом прямоточного контура. Размещение сопла ЖРД на выходе из прямоточного контура позволяет в полной мере реализовать преимущества ЖРД (высокий удельный импульс и возможность регулирования) на участке разгона.

Применение предлагаемого ИПВРД позволяет:

- улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата за счет возможности регулирования и выключения - включения тяги разгонного двигателя, в том числе обеспечить многоразовое применение;

- увеличить надежность летательного аппарата за счет отсутствия разрушаемых узлов (сопла, заглушек воздухозаборного устройства и решетки);

- уменьшить лобовое сопротивление воздухозаборного устройства на участке разгона.

Возможное увеличение массы летательного аппарата за счет не сбрасываемого ЖРД компенсируется уменьшением массы прямоточной камеры, так как ее прочность рассчитывается исходя из условий работы ПВРД на маршевом участке полета, а не на в стартовом режиме при котором камера ПВРД фактически является камерой ракетного двигателя, а также более высоким удельным импульсом стартового двигателя.

Оценка возможности компоновки предлагаемого ИПВРД представлена ниже.

В качестве маршевого двигателя принимается ПВРД, расчет которого приведен в книге М.М. Бондарюка [10] стр. 320-324. Параметры этого двигателя: тяга - около 2 т, при скорости полета, соответствующей числу Маха 4, на высоте 25 км, площадь сечения горловины воздухозаборного устройства 0,28 м², площадь критического сечения сопла 0,48 м², площадь среза сопла 1 м². В этот двигатель интегрируется ЖРД. Тяга разгонного двигателя принимается из общепринятых значений для крылатых ракет с ПВРД. Так, например, стратегическая крылатая ракета «Буря» имела в качестве стартовых ускорителей ЖРД, обеспечивающих стартовую тягу около 136 тонн. Маршевый ПВРД РД-012 конструкции ОКБ-670 М.М. Бондарюка обеспечивал тягу 7,75 тонн (по некоторым данным около 13 тонн) [11]. То есть тяга разгонного двигателя превышает тягу ПВРД на маршевом режиме полета в 10…18 раз. Такие же соотношения имеют аналогичные крылатые ракеты вероятного противника (Навахо и др.). Исходя из этого, принимается значение тяги разгонного ЖРД около 30 тонн.

Параметры ЖРД определяются приближенно из выражения [12].

R=Кп×рк×Fкр., где R - тяга, Ньютон; рк - давление в камере сгорания ЖРД, Па; FKp - площадь критического сопла ЖРД, м²,

Кп - коэффициент увеличения реактивной силы соплом, зависит от показателя политропы продуктов сгорания и степени расширения сопла. При умеренной степени расширения сопла (не более 100) среднее значение Кп равно 1,7 [12] (рис. 2.7).

Для получения такой тяги, потребуется площадь критического сопла ЖРД около 0,015 м² (150 см²). По условиям компоновки площадь среза сопла ЖРД должна быть меньше площади критического сопла ПВРД на величину площади сечения горловины воздухозаборного устройства (0,28 м²), что составит 0,20 м². Таким образом, степень расширения сопла ЖРД составляет 0,20/0,015≈13. Воспользовавшись таблицами газодинамических функций [1], получаем отношение давления в камере к давлению на срезе сопла около 160, что обеспечивает вполне приемлемый удельный импульс ЖРД.

Источники информации

1. Зуев B.C., Макарон B.C. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей, М., "Машиностроение", 1971 г. 308 стр.

2. Патент Японии №3143654, МПК F02K 7/18, опубликовано 15.04.1993 г.

3. Патент США №4574700, МПК C06D 5/06, опубл. 1984 г.

4. RU 2507409 C1 Российский патент 2014 года по МПК F02K 7/18 F02K 1/82.

5. RU 2621588 С1 (МПК F02K 7/18. 2016-07-10.

6. Зенитный ракетный комплекс 2К12 Kyбmissilery.info.

7. A.V. Karpenko. http://bastion-opk.ru/moskit-p-100/ ОВТ «ОРУЖИЕ ОТЕЧЕСТВА».

8. Невский бастион, nevskii-bastion.ru.meteor-mbda.

9. В.Д. Соколов. Потери импульса в реактивных соплах с разрывом сверхзвукового контура. Журнал Ученые записки ЦАГИ 1971, №6, стар 98-101.

10. Бондарюк М.М., Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Издательство: Оборонной промышленности: 1958 г. 394 с.

11. Изделие «350» «Буря» стратегическая крылатая ракета/история проекта. www.airbase.ru/sb/russia/lavochkin/la/350.

12. Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А. Жидкостные ракетные двигатели. М., Воениздат, 1970, 592 с.

Предлагаемое устройство относится к реактивным двигателям, в частности к интегральным (комбинированным) прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и предназначено для оснащения одноразовых и многоразовых летательных аппаратов. Задачей, на решение которой направлено предлагаемое устройство, является повышение надежности и эффективности двигательной установки, обеспечение возможности многократного применения летательных аппаратов с ПВРД. Интегральный ПВРД включает в себя маршевый ПВРД и размещенный в его камере сгорания стартовый ЖРД. Сечение среза сопла ЖРД находится в плоскости критического сечения маршевого ПВРД. Площадь среза сопла стартового ЖРД меньше площади критического сечения маршевого ПВРД на величину площади горловины воздухозаборного устройства. В режиме разгона летательного аппарата работает стартовый ЖРД. Воздух, проходящий через камеру ПВРД, проходит через кольцевой зазор, образованный срезом сопла ЖРД и критическим сечением ПВРД. В расширяющейся части сопла ПВРД формируется сопло с разрывом сверхзвукового контура. После окончания разгона летательного аппарата до маршевой скорости ПВРД производится перемещение ЖРД в переднюю часть камеры ПВРД, его выключение и фиксация. Система подачи горючего ЖРД может использоваться для его распыления в камере сгорания ПВРД в дополнение к собственной системе подачи горючего ПВРД. Технический результат предлагаемого устройства - обеспечение многоразового применения двигателя, больший удельный импульс разгонного двигателя по сравнению с РДТТ, уменьшение аэродинамического сопротивления воздухозаборного устройства на разгонном участке полета, повышение надежности за счет отсутствия разрушаемых узлов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий в себя маршевый ПВРД и установленный в камере сгорания разгонный ракетный двигатель, причем удаляемое после достижения маршевой скорости сопло разгонного двигателя интегрировано в сопло ПВРД, площади критического сечения этих двигателей выбраны из условия режима работы двигателей, близкого к расчетным, отличающийся тем, что в качестве разгонного двигателя применяется ЖРД, снабженный устройством, обеспечивающим его перемещение после завершения разгона до маршевой скорости ПВРД в переднюю часть камеры сгорания или обратно в исходное рабочее положение для последующего запуска ЖРД.

2. Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что сечение среза сопла ЖРД находится в плоскости критического сечения маршевого ПВРД, причем площадь среза сопла стартового ЖРД меньше площади критического сечения маршевого ПВРД на величину площади горловины воздухозаборного устройства.