Устройство для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя Российский патент 2024 года по МПК F02K7/10 F23R3/34 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД).

Существует необходимость формирования однородной топливно-воздушной смеси и гибкого регулирования расхода для достижения различных скоростей полета летательного аппарата (ЛА).

В существующих конструкциях формирование топливно-воздушной смеси преимущественно осуществляется точечно или посредством секторных коллекторов с форсунками.

Патент [1.] направлен на создание узла впрыска поздней обедненной смеси, который объединяет узлы гильзы и проточной втулки в узел с внутренним топливным коллектором и системой подачи топлива. Топливо, необходимое для позднего впрыска обедненной смеси, подается во втулку через коллекторное кольцо во фланце проточной втулки.

Узел камеры сгорания для использования в газотурбинных двигателях [2.] включает в себя облицовку камеры сгорания, образующую внутри нее камеру сгорания, и множество топливных форсунок, которые проходят через передний конец. Узел камеры сгорания также включает в себя кольцевую втулку, которая ограничивает задний конец так, что между втулкой и задним концом образована полость, при этом втулка включает в себя, по меньшей мере, одно отверстие, проходящее через нее радиально.

Устройство охлаждения газового реактивного двигателя с переменным сечением охлаждающих каналов [3.] представляет собой стенку с фрезерованными каналами с локальными выступами и внешней оболочкой. По каналам движется охлаждающая жидкость, скорость потока в местахсужения увеличивается. Техническое решение применимо для высокоскоростных ПВРД с целью охлаждения в локальных зонах высокого аэродинамического нагрева.

В патенте [4.] раскрыта опорная пластина для образования топливной смеси в прямоточных комбинированных двигателях. Изобретение предназначено для смешивания входящего жидкого топлива и воздуха в газотурбинном ПВРД. Конструкция представлена в виде основного корпуса и двух боковых волнообразных пластин с продольными и поперечными каналами.

Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего [5.] относится к области аэрокосмической техники и может быть использован для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных ПВРД внутриатмосферных ЛА. Блиск пилонов подачи горючего содержит корпус, с которым выполнены заедино несколько пилонов со струйными форсунками и в котором имеется распределительная полость, закрытая цилиндрической крышкой и соединенная с патрубком. В каждом пилоне выполнены по три заглушенных с одной стороны канала. Открытые концы двух из этих каналов закрыты заглушками, каналы соединены отверстиями, а в центральном канале расположена заслонка с несколькими отверстиями, уплотнительное кольцо, стопорное кольцо и коническая пружина.

Высокоскоростной ПВРД [6.] содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания и выходное сопло. В камере сгорания размещены форсунки подачи горючего с возможностью образования топливно-воздушной смеси.

Конструкции устройств топливоподачи [1., 2., 4., 5., 6.] не обеспечивают однородную подачу топлива и не позволяют гибко регулировать топливоподачу на различных участках полета ЛА, что отрицательно влияет на дальность полета и достижение необходимой скорости.

В устройстве [1.] подача топлива осуществляется через локально расположенные отверстия большого сечения, в устройстве [2.] - черезмножество зонально расположенных отверстий малого сечения, в устройстве [6.] - через зонально расположенные форсунки. Устройства [4., 5.] представляют собой группы пилонов, которые подают топливо в воздушный поток в плоскости подачи топлива, в связи с чем зонированная подача большого объема топлива приведет к некачественному топливосмешению в силу локального перенасыщения топливно-воздушной смеси при впрыскивании струй под высоким давлением, что повышает риск возникновения помпажа и ведет к ухудшению полноты сгорания топлива. В результате нарушается устойчивость горения и снижается экономичность двигателя.

Конструкция корпуса устройства подачи топлива [3.] двухслойная, трудоемкая в изготовлении, а ее внутренняя часть имеет внушительный вес. Каналы, которые формируются при неразъемном соединении с наружной частью конструкции, могут иметь высокую степень негерметичности, вследствие чего жидкость будет перетекать в смежные каналы, что препятствует эффективному теплосъему с конструкции, вследствие нарушения движения потока жидкости, также повышается риск закоксовки каналов при воздействии высоких температур. Отношение площадей поперечного сечения металлоконструкции и площади сечения охлаждающих каналов не рационально, из-за чего снижается эффективность теплосъема и увеличивается масса конструкции. В результате ухудшаются тепло-прочностные показатели, что сказывается на дальности полета.

Цель заявляемого изобретения - эффективное регулирование расхода топливно-воздушной смеси и обеспечение работы ПВРД на разных режимах полета ЛА при качественном смесеобразовании.

Заявляемое устройство для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания ПВРД состоит из корпуса, переднего фланца, заднего фланца с отверстиями подачи топлива, коллекторов подачи топлива, секторных коллекторов с непрерывной подачей топлива, секторных коллекторов с отключаемой подачей топлива и спрямляющего кожуха. Корпус выполнен трехслойным в форме усеченного конуса и состоит из внутренней оболочки сотверстиями подачи топлива по всей ее протяженности, гофрированного заполнителя, внешней оболочки, переднего шпангоута и заднего шпангоута. Гофрированный заполнитель формирует продольные каналы непрерывной подачи топлива и продольные каналы с отключаемой подачей топлива с отверстиями подачи топлива по всей их протяженности. Площадь сечения каналов непрерывной подачи топлива больше, чем площадь сечения каналов с отключаемой подачей топлива. Каналы непрерывной подачи топлива заглушены передним шпангоутом, каналы непрерывной подачи топлива и каналы с отключаемой подачей топлива заглушены задним шпангоутом. Внутренняя оболочка и гофрированный заполнитель содержат струйные форсунки подачи топлива во внутреннее пространство корпуса. Топливные штуцеры и секторные коллекторы установлены на передний фланец, при этом секторные коллекторы оснащены вихревыми форсунками, а секторные коллекторы с отключаемой подачей топлива дополнительно оснащены каналами охлаждения со струйными форсунками и соединителями подачи топлива в каналы охлаждения.

Заявляемое устройство для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания ПВРД поясняется чертежом (фиг. 1).

Устройство состоит из переднего фланца 1, корпуса 2, выполненного в виде усеченного конуса, заднего фланца 3 с отверстиями подачи топлива, секторных коллекторов 4 с непрерывной подачей топлива (вид Е) и секторных коллекторов 5 с отключаемой подачей топлива (вид Е), а также спрямляющего кожуха 6. Корпус 2 выполнен трехслойным и состоит из внутренней оболочки 7 с отверстиями подачи топлива по всей ее протяженности (вид Г), гофрированного заполнителя 8 (вид Г), внешней оболочки 9 (вид Г), переднего шпангоута 10 (вид В) и заднего шпангоута 11 (вид И). Гофрированный заполнитель 8 (вид Г) формирует продольные каналы 12 непрерывной подачи топлива (вид Г) и продольные каналы 13 с отключаемой подачей топлива с отверстиями подачи топлива по всей их протяженности (вид Г). Внутренняя оболочка 7 (вид Г) и гофрированный заполнитель 8 (вид Г) содержат струйныефорсунки 14 подачи топлива (вид Г) во внутреннее пространство корпуса 2. Площадь сечения каналов 12 непрерывной подачи топлива больше, чем площадь сечения каналов 13 с отключаемой подачей топлива, в связи с чем контактная поверхность жидкости, проходящей по каналам 12 непрерывной подачи топлива, с внутренней оболочкой 7 корпуса 2 больше, чем контактная поверхность каналов 13 с отключаемой подачей топлива с внутренней оболочкой 7 корпуса 2 (вид Г).

Секторные коллекторы 4 и 5 (вид Е) установлены на фланец 1. Коллекторы 4 и 5 имеют вихревые форсунки 15 (вид Д). Коллекторы 5 дополнительно оснащены каналами 16 (вид Ж) охлаждения со струйными форсунками 17 (вид Ж). Топливо в каналы 16 поступает через соединители 18 подачи топлива (вид В).

На передний фланец 1 установлены топливные штуцеры. Штуцеры 19 (вид Е) подводят топливо к коллектору 20 (вид В), который подает топливо в каналы 12 (вид Г). Штуцеры 21 (вид Е) подводят топливо к коллектору 22 (вид В), который подает топливо в каналы 13 (вид Г). Штуцеры 23 (вид Д) подводят топливо к коллектору 24 (вид В), который подает топливо к вихревым форсункам 15 (вид Д) коллекторов 4 и 5 (вид Е). Штуцеры 25 (вид Д) подводят топливо к коллектору 26 (вид В), который подает топливо в каналы 16 (вид Ж). Стыковка с воздуховодом 27 переднего фланца 1 осуществляется герметично. Шпангоут 10 (вид В) глушит каналы 12 непрерывной подачи топлива. Шпангоут 11 (вид И) глушит каналы 12, 13.

На фланец 3 установлены штуцеры 28 (сечение А-А), которые подают топливо в коллектор 29 (вид И), из которого через струйные форсунки 30 (вид И) топливо подается в воздуховод 31 второго контура 32 (вид В) ПВРД, который стыкуется с задним фланцем 3 устройства.

Устройство формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания ПВРД работает следующим образом. При запуске ЛА на первом режиме полета для набора требуемой скорости необходим максимальный расход топлива. Топливо через штуцеры 19, 21, 23, 25 подается в соответствующиеколлекторы 20, 22, 24, 26, по которым топливо подается в первый контур 33 ПВРД. Топливо из форсунок 14 каналов 12 и каналов 13 - перпендикулярно потоку, из форсунок 15 коллекторов 4 и 5 - по потоку, из форсунок 17 каналов 16 - навстречу потоку.

Через штуцеры 28, коллектор 29 фланца 3 и отверстия 30 топливо подается по потоку во второй контур 32 ПВРД. Насыщенная однородная топливовоздушная смесь перемещается в камеру сгорания ПВРД, где происходит воспламенение. На втором режиме полета распределитель топлива прекращает подачу в штуцеры 21, 23 и 28, в результате чего частично прекращается расход топлива первого контура 33 через форсунки 15 коллекторов 5, каналов 13 корпуса 2, а так же из отверстий 30 заднего фланца 3 второго контура 32.

Телом для отвода тепла является само топливо.

Форма корпуса устройства обеспечивает плавный набор и поддержание давления, за счет этого повышается температура потока топливно-воздушной смеси, увеличивается интенсивность перехода топлива из жидкого в газообразное состояние.

Применение трехслойного корпуса с гофрированным заполнителем обеспечивает прочность конструкции в условиях работы при высоких температурах. Геометрия гофрированного заполнителя обеспечивает герметичность между соседними каналами, и, как следствие, гарантирует отсутствие перетечек из каналов непрерывной подачи топлива в каналы с отключаемой подачей.

Спрямляющий кожух на стыке первого и второго контуров ПВРД препятствует срыву и торможению потока и уменьшает влияние застойной зоны.

Комбинация секторных коллекторов, отверстий подачи топлива по всей протяженности корпуса и отверстий подачи топлива в заднем фланце обеспечивает дисперсную подачу топлива в воздушный поток в разных направлениях по всей протяженности корпуса.

Чередование каналов непрерывной подачи топлива и каналов с отключаемой подачей топлива, а также тот факт, что контактная поверхность каналов непрерывной подачи топлива с внутренней оболочкой больше, чем контактная поверхность каналов с отключаемой подачей топлива обеспечивает теплосъем с конструкции на втором режиме полета и не допускает ее локального перегрева и разрушения. Эффективный отвод тепла препятствует коксованию топливной системы в условиях работы при высоких температурах.

Таким образом, конструкция заявляемого устройства обеспечивает достижение технического результата - эффективное регулирование расхода топливно-воздушной смеси и обеспечение работы ПВРД на разных режимах полета Л А при качественном смесеобразовании.

Предлагаемая конструкция имеет преимущества:

- высокая технологичность за счет возможности изготовления конструкции различными способами;

- конструктивная унификация: совмещение функций подачи и распределения топлива и охлаждения конструкции;

- упрощение конструкции двигателя в части охлаждения;

- высокая прочность по отношению к малой массе;

- экономичность;

- возможность увеличения дальности полета при различных скоростях полета ЛА.

Предлагаемое устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание

1. Пат.20120304648 US, МПК F02C 3/00, F02C 7/22, F02C 1/04, F02C 7/224. Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly / Byrne W. и др. - Заявл. 06.06.2011; опубл. 06.12.2012.

2. Пат.20120167571 US, МПК F02C 1/00 и др. Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same / Cihlar D.W., Chila R.J., Berkman M.E. - Заявл. 03.01.2011; опубл. 05.07.2012.

3. Пат.1994317218 JP, МПК F02K 7/14, F02C 7/16. Scram jet engine cooling device having variable cooling passage cross-section / AkinagaK. -Заявл. 02.11.1992; опубл. 15.11.1994.

4. Пат.115899767 CN, МПК F23R 3/28, F23R 3/26, F02K 7/16. Mixing support plate suitable for turbine ramjet combined engine / Qin Fei Q. и др. -Заявл. 08.12.2022; опубл. 04.04.2023.

5. Пат.2 642 718 RU, МПК (2006.01) F02C 7/22, F02K 7/10. Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего / Дегтярь В.Г. и др. - Заявл. 26.12.2016; опубл. 25.01.2018, Бюл. №3.

6. Пат.2 544 105 RU, МПК (2006.01) F02K 7/10. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель / Бабкин В.И. и др. -Заявл. 03.10.2013; опубл. 10.03.2015, Бюл. №7.

7. Пат.3626698 US, МПК F02K 7/00 и др. Combustion chamber construction and method of operating a combustion chamber / Werner В. -Заявл. 21.04.1970; опубл. 14.12.1971.

8. Пат.4903478 US, МПК F02C 9/00 и др. Dual manifold fuel system / Seto S.P.T., Stenger R.E. - Заявл. 25.06.1987; опубл. 27.02.1990.

9. Пат.2000027661 JP, МПК F02C 6/18 и др. Waste heat recovery device / Yasuhiro Y. - Заявл. 10.07.1998; опубл. 25.01.2000.

10. Пат.20070101725 US, МПК F02C 3/20, F02C 3/30. Methods and apparatus for injecting fluids into turbine engines / Marakovits S., Durbin M. -Заявл. 07.11.2005; опубл. 10.05.2007.

11. Пат.106050471 CN, МПК F02K 7/10, F02C 7/266, F02C 7/22. Pre-atomization ignition device used for liquid fuel ramjet engine / Yichao Y. и др. -Заявл. 13.06.2016; опубл. 26.10.2016.

12. Пат.107084072 CN, МПК F02K 7/10, F02C 7/042. Boundary layer effect channel pushing engine for equipment - Заявл. 26.04.2017; опубл. 22.08.2017.

13. Пат.108488833 CN, МПК F23R 3/28, F02K 7/10. Novel improved fuel support plate injector / Fei Q. и др. - Заявл. 25.01.2018; опубл. 04.09.2018.

14. Пат.109098891 CN, МПК F02K 7/10. Cross-media ramjet based on solid propulsion / Liya H. и др. - Заявл. 11.10.2018; опубл. 28.12.2018.

15. Пат.109139296 CN, МПК F02K 7/18, F02K 9/97. Rocket-based combined cycle engine / Jianguo Т. и др. - Заявл. 11.09.2018; опубл. 04.01.2019.

16. Пат.109519284 CN, МПК F02C 7/24, F02C 7/18, F02K 7/10. Combustion chamber heat shield / Shumiao Z. и др. - Заявл. 12.12.2018; опубл. 26.03.2019.

17. Пат.109631085 CN, МПК F23R 3/38, F02K 7/10. Sweepback arc-shaped pneumatic atomizing evaporating stabilizer / JiawanR. и др. -Заявл. 13.12.2018; опубл. 16.04.2019.

18. Пат.110529287 CN, МПК F02K 7/16, F02K 3/04, F02K 3/077. Shunt casing for tandem type combined ramjet / Li N., Zhen X., Guangrong Y. -Заявл. 13.08.2019; опубл. 03.12.2019.

19. Пат.105299694 CN, МПК F23R 3/28. Integrated late lean injection and late lean injection sleeve assembly on combustion liner / Byrne W. и др. -Заявл. 06.06.2012; опубл. 03.02.2016.

20. Пат.110594037 CN, МПК F02K 7/18. Integrated rocket ejector engine assembly and engine thereof / Chao H., Wenxiong X., Shibin L. - Заявл. 09.10.2019; опубл. 20.12.2019.

21. Пат.111980806 CN, МПК F02C 7/264 и др. Protection method for combustion turbine igniter / Ermei L., Xingang L. - Заявл. 05.09.2020; опубл. 24.11.2020.

22. Пат.113813689 CN, МПК B01D 35/30, B01D 29/35, F02C 7/22. Aircraft fuel ice capturing filter housing, aircraft fuel ice capturing filter device, and method of use / Brown N.W. - Заявл. 04.06.2021; опубл. 21.12.2021.

23. Пат.114352436 CN, МПК F02K 7/10. A metal powder fuel air-water trans-medium engine and its control method / Quan D. и др. - Заявл. 15.12.2021; опубл. 15.04.2022.

24. Пат.114439645 CN, МПК F02K 7/16. Wide-range multi-frequency water jump air turbine ramjet combined engine and control method thereof / Quan D. - Заявл. 15.12.2021; опубл. 06.05.2022.

25. Пат.115956159 CN, МПК F02K 7/18. Jet engine for aircraft / Martinez-Villanova P.R. - Заявл. 13.07.2020; опубл. 11.04.2023.

26. Пат.2769540 CN, МПК F02K 7/10. Isobaric gas injection engine / Defu Z. - Заявл. 04.02.2005; опубл. 05.04.2006.

27. Пат.1990081945 JP, МПК F02K 7/14, F02K 9/64. Cooling device with ceramic coating / Masaaki M. - Заявл. 20.09.1988; опубл. 22.03.1990.

28. Пат.1994185412 JP, МПК F02K 7/10. Ram combustor / Masahiko Y. и др. - Заявл. 18.12.1992; опубл. 05.07.1994.

29. Пат.1999336565 JP, МПК F02C 9/2 и др. Fuel supply system for propulsion engine for supersonic aircraft / Yasushi N., Shuichi S., Akihiko O. -Заявл. 26.05.1998; опубл. 07.12.1999.

30. Пат.2010159957 JP, МПК F23R 3/12, F02C 7/22, F23R 3/28. Method and apparatus for injecting fuel in turbine engine / Berry J.D. и др. -Заявл. 05.01.2010; опубл. 22.07.2010.

31. Пат.2023512212 JP, МПК F02K 7/08, F02K7/18, F02K 9/78. Air intake rocket engine / Davis A., Stegman S. - Заявл. 26.01.2021; опубл. 24.03.2023.

32. Пат.1020220138612 KR, МПК F02C 7/22, F01D 25/12, F02C 7/14. Fuel injection device and engine module comprising same / Wook J.S., Jin C.H. -Заявл. 06.04.2021; опубл. 13.10.2022.

33. Пат.1019046530000* KR, МПК F02K 7/10, F02K 9/52. Fuel injection apparatus for dual-mode ramjet engine / Namkoung H.J., Shim C.Y., Youn S.O. -Заявл. 20.04.2017; опубл. 04.10.2018.

34. Пат.1020190109955 KR, МПК F23R 3/28, F02C 7/22, F23R3/16. Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including same / Shershnyov В. и др. - Заявл. 19.03.2018; опубл. 27.09.2019.

35. Пат.1020230007454 KR, МПК F02K 7/18, B64G 1/00, B64G 1/40. Multi-mode propulsion system / Johansen С, HinmanW.S., MravkakV. -Заявл. 05.05.2021; опубл. 12.01.2023.

36. Пат.2 481 484 RU, МПК (2006.01) F02K 7/10. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель / Безгин Л.В. и др. -Заявл. 29.03.2011; опубл. 10.05.2013, Бюл. №13.

37. Пат.2 516 735 RU, МПК (2006.01) F02K 7/12. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения / Носачев Л.В. и др. - Заявл. 07.12.2012; опубл. 20.05.2014, Бюл. №14.

38. Пат.2 796 043 RU, МПК (2006.01) F02K 7/10, F02K 7/18. Воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования / Фролов СМ. и др. - Заявл. 19.04.2021; опубл. 16.05.2023, Бюл. №14.

39. Пат.10961952 US, МПК F02K 9/78 и др. Air-breathing rocket engine / Davis A., Stegman S. - Заявл. 29.01.2020; опубл. 30.03.2021.

40. Пат.11002225 US, МПК F02K 9/62 и др. Air-breathing rocket engine / Davis A., Stegman S. - Заявл. 24.03.2020; опубл. 11.05.2021.

41. Пат.20060230746 US, МПК F02K 3/00, F02K 7/00, F02K7/12. Turbineless jet engine / Sharpe Т.Н. - Заявл. 03.01.2006; опубл. 19.10.2006.

42. Пат.20070039326 US, МПК F02C 1/00 и др. Fuel injection method and apparatus for a combustor / Sprouse K.M. и др. - Заявл. 05.09.2006; опубл. 22.02.2007.

43. Пат.20230057936 US, МПК F02C 7/22. Air manifolds for fuel injectors with fuel air heat exchangers / RyonJ. и др. - Заявл. 19.08.2021; опубл. 23.02.2023.

44. Пат.20230220802 US, МПК F02C 7/232, F23R 3/34. Combustor with lean openings / Bucaro M.T. и др. - Заявл. 11.04.2022; опубл. 13.07.2023.

45. Пат.20230228221 US, МПК F02C 9/40, F02C 7/22, F23R3/36. Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine / Wang H., Benjamin M.A. - Заявл. 04.01.2022; опубл. 20.07.2023.

46. Пат.4562699 US, МПК F23R 3/02 и др. Mixing chambers for continuous flow engines / Rowe R.A., Norbury D.S. - Заявл. 22.10.1962; опубл. 07.01.1986.

47. Пат.4730453 US, МПК F02C 7/22 и др. Afterburner fuel injection system / Rene А. и др. - Заявл. 20.10.1986; опубл. 15.03.1988.

48. Пат.4817379 US, МПК F02C 3/10 и др. Jet propulsion engine and method / Bagley C.S. - Заявл. 27.01.1987; опубл. 04.04.1989.

49. Пат.5899061 US, МПК F02K 7/10, F23R3/28, F02K 7/00. Fuel injection device for a ramjet operating at a high mach number / Bouchez M., Saunier E. - Заявл. 20.06.1997; опубл. 04.05.1999.

50. Пат.11220979 US, МПК F02K 7/18 и др. Liquid-cooled air-breathing rocket engine / Davis A., Stegman S. - Заявл. 10.11.2020; опубл. 11.01.2022.

51. Пат.20160201897 US, МПК F23C 1/08, F23D 14/48. Dual fuel nozzle system and apparatus / Snyder T.S. и др. - Заявл. 19.08.2014; опубл. 14.07.2016.

52. Пат.2014197982 WO, МПК F02K 7/18, F02K 9/62, F23R3/02. Selectable mode ramjet/rocket jet engine / LaforestL., Rupcich T.S. -Заявл. 10.12.2015; опубл. 10.11.2016.

53. Пат.2 246 022 RU, МПК (2006.01) F02K 7/14. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением, используемое в нем теплообменное панельное устройство и сверхзвуковой летательный аппарат, снабженный указанным двигателем / Гуинэн Д.П. (US) и др. -Заявл. 28.03.2003; опубл. 10.02.2005, Бюл. №4.

54. Пат.2 157 908 RU, МПК (2000.01) F02K 7/10. Стойка впрыска топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающего в широком диапазоне чисел маха / Шевалье A. (FR), Буше М. (FR) -Заявл. 02.12.1997; опубл. 20.10.2000, Бюл. №29.

55. Пат.20230228221 US, МПК F02C 9/40, F02C 7/22, F23R 3/36. Combustor and gas turbine having the same / Han D. - Заявл. 27.02.2020; опубл. 18.01.2022.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Устройство для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания ПВРД состоит из корпуса, переднего фланца, заднего фланца с отверстиями подачи топлива, коллекторов подачи топлива, секторных коллекторов с непрерывной подачей топлива, секторных коллекторов с отключаемой подачей топлива и спрямляющего кожуха. Корпус выполнен трехслойным в форме усеченного конуса и состоит из внутренней оболочки с отверстиями подачи топлива по всей ее протяженности, гофрированного заполнителя, внешней оболочки, переднего шпангоута и заднего шпангоута. Гофрированный заполнитель формирует продольные каналы непрерывной подачи топлива и продольные каналы с отключаемой подачей топлива с отверстиями подачи топлива по всей их протяженности. Площадь сечения каналов непрерывной подачи топлива больше, чем площадь сечения каналов с отключаемой подачей топлива. Каналы непрерывной подачи топлива заглушены передним шпангоутом, каналы непрерывной подачи топлива и каналы с отключаемой подачей топлива заглушены задним шпангоутом. Внутренняя оболочка и гофрированный заполнитель содержат струйные форсунки подачи топлива во внутреннее пространство корпуса. Топливные штуцеры и секторные коллекторы установлены на передний фланец, при этом секторные коллекторы оснащены вихревыми форсунками, а секторные коллекторы с отключаемой подачей топлива дополнительно оснащены каналами охлаждения со струйными форсунками и соединителями подачи топлива в каналы охлаждения. Технический результат - эффективное регулирование расхода топливно-воздушной смеси и обеспечение работы ПВРД на разных режимах полета ЛА при качественном смесеобразовании. Достигается: высокая технологичность за счет возможности изготовления конструкции различными способами; конструктивная унификация: совмещение функций подачи и распределения топлива и охлаждения конструкции; упрощение конструкции двигателя в части охлаждения; высокая прочность по отношению к малой массе; экономичность; возможность увеличения дальности полета при различных скоростях полета ЛА. 1 ил.

Устройство для формирования топливно-воздушной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, характеризующееся тем, что состоит из корпуса, переднего фланца, заднего фланца с отверстиями подачи топлива, коллекторов подачи топлива, секторных коллекторов с непрерывной подачей топлива, секторных коллекторов с отключаемой подачей топлива и спрямляющего кожуха; корпус выполнен трехслойным в форме усеченного конуса и состоит из внутренней оболочки с отверстиями подачи топлива по всей ее протяженности, гофрированного заполнителя, внешней оболочки, переднего шпангоута и заднего шпангоута; гофрированный заполнитель формирует продольные каналы непрерывной подачи топлива и продольные каналы с отключаемой подачей топлива с отверстиями подачи топлива по всей их протяженности; площадь сечения каналов непрерывной подачи топлива больше, чем площадь сечения каналов с отключаемой подачей топлива; каналы непрерывной подачи топлива заглушены передним шпангоутом; каналы непрерывной подачи топлива и каналы с отключаемой подачей топлива заглушены задним шпангоутом; внутренняя оболочка и гофрированный заполнитель содержат струйные форсунки подачи топлива во внутреннее пространство корпуса; топливные штуцеры и секторные коллекторы установлены на передний фланец, при этом секторные коллекторы оснащены вихревыми форсунками, а секторные коллекторы с отключаемой подачей топлива дополнительно оснащены каналами охлаждения со струйными форсунками и соединителями подачи топлива в каналы охлаждения.