ДВУХКОНТУРНЫЙ ЭЖЕКТОРНЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2025 года по МПК F02K7/06 F02K7/20 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к воздушно-реактивным двигателям и может быть использовано в пульсирующих воздушно-реактивных двигателях беспилотных летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности заявленного изобретения является двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД), содержащий камеру сгорания, резонансную трубу, вторую впускную трубу-смеситель с лепестковым механическим клапаном, внутри которого соосно установлена первая впускная труба-смеситель с аэродинамическим клапаном, образующие между собой полость, закрепленную с выходным торцом передней торцевой стенкой камеры сгорания, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу [патент RU 2749083, МПК F02K 7/06, опубл. 06.03.2021.г].

Недостатком данного двигателя является низкое значение коэффициента полноты сгорания топливовоздушной смеси, обусловленная недостаточным качеством ее образования.

Техническим результатом изобретения является повышение коэффициента полноты сгорания топливовоздушной смеси за счет интенсификации процесса смесеобразования путем циркуляции потока воздуха.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном двухконтурном эжекторном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе содержащим камеру сгорания, резонансную трубу, вторую впускную трубу-смеситель с лепестковым механическим клапаном, внутри которого соосно установлена первая впускная труба-смеситель с аэродинамическим клапаном, образующие между собой полость, закрепленную с выходным торцом передней торцевой стенкой камеры сгорания, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу, согласно изобретению, в полости радиально установлены направляющие лопатки аэродинамического профиля, неподвижно закрепленные под заданным углом относительно продольной оси к внутренней стенке второй трубы-смесителя и наружной стенке первой трубы-смесителя.

Сущность изобретения заключается в том, что в полости радиально установлены направляющие лопатки аэродинамического профиля, неподвижно закрепленные под заданным углом относительно продольной оси к внутренней стенке второй трубы-смесителя и наружной стенке первой трубы-смесителя.

В известном устройстве движение потока воздуха в камеру сгорания носит ламинарный характер, т.е. воздух в полости перемещается слоями без перемешивания и пульсаций (см.. например, https://ru.wikipedia.org/wiki/ Ламинарное течение. Дата обращения 05.12.2023 г.). Вследствие этого интенсивность смесеобразования низкая и как следствие низкое качество топливно-воздушной смеси, что приводит к снижению коэффициента полноты ее сгорания.

Повышение качества топливно-воздушной смеси может быть достигнуто за счет интенсификации процесса смесеобразования путем создания вихревого потока воздуха. В части 1 «Рабочий процесс и характеристики элементов силовой установки и ее газотурбинного двигателя» учебника «Теория авиационных двигателей» Н.В. Даниленко, П.М. Кривель - Иркутск: ИВВАИУ (ВИ), 2006 г. С. 150-151 показано, что, если направляющие лопатки аэродинамического профиля установлены с превышением критических углов атаки относительно продольной оси, то с профиля лопатки возникает срыва потока. Это обусловлено тем, что на входе межлопаточного канала градиент давления отрицателен, так как скорость перемещения потока по суживающемуся каналу увеличивается. Ближе к выходу межлопаточного канала скорость потока падает, градиент давления станет положительным. Силы противодавления и вязкости превосходят силу скоростного потока, что приводит к изменению движения пристеночного потока в противоположное направление. Этот встречный поток формирует зону с вихревым движением вокруг некоторого ядра. Так возникает срыв потока, что приводит к изменению движения пристеночного потока в противоположное направление. Этот встречный поток формирует зону с вихревым движением вокруг некоторого ядра. Так возникает срыв потока и образуется циркуляционная зона. Такой поток приведет к существенному повышению качества топливно-воздушной смеси.

Поэтому, согласно изобретению, в полости радиально установлены направляющие лопатки аэродинамического профиля, неподвижно закрепленные под заданным углом относительно продольной оси к внутренней стенке второй трубы-смесителя и наружной стенке первой трубы-смесителя. В качестве заданного значения угла крепления аэродинамических лопаток может быть принято значение критического угла атаки лопаток компрессоров, под которым понимается угол атаки, при котором происходит, срыв потока (см.. например, https://www.yandex.ru/search/?text =критический +угол +атаки +лопаток +компрессоров +это. Дата обращения 05.12.2023 г.) Такие лопатки способствуют формированию циркуляционного потока воздуха, которые во второй трубе-смесителе обеспечат интенсификацию процессов смесеобразования перед попаданием в камеру сгорания.

Этим достигается указанный в изобретении технический результат.

На фигуре представлена схема двигателя, где обозначено: 1 - сопло подачи газа; 2 - вторая впускная труба-смеситель; 3 - лопатки аэродинамического профиля; 4 - первая впускная труба-смеситель; 5 - топливный коллектор; 6 - лепестковый механический клапан объединенного воздуховода; 7 - камера сгорания; 8 - свеча зажигания; 9 - змеевик нагрева газа; 10 - резонаторная труба; 11 - решетка профилей лопаток.

Лопатки аэродинамического профиля 3 предназначены для формирования циркуляционной зоны воздуха и могут быть выполнены, например, в соответствии с ГОСТ 58998-2020 «Лопатки авиационных осевых компрессоров и турбин» (см., например, https://files.stroyinf.ru/Data/743/74329.pdf. Дата обращения 05.12.2023 г.)

Работа двигателя аналогична работе двигателя согласно прототипу с некоторым отличием, которые заключается в следующем.

Эжектированное топливо за счет радиально установленных направляющих лопаток аэродинамического профиля во второй трубе-смесителе образуют циркуляционный поток обеспечивающий интенсификацию процессов смесеобразования перед попаданием в камеру сгорания.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в пульсирующих воздушно-реактивных двигателях беспилотных летательных аппаратов. Двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержит камеру сгорания, резонансную трубу, вторую впускную трубу-смеситель с лепестковым механическим клапаном, внутри которого соосно установлена первая впускная труба-смеситель с аэродинамическим клапаном, образующие между собой полость, при этом вторая впускная труба закреплена с выходным торцом передней торцевой стенкой камеры сгорания, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу. В полости радиально установлены направляющие лопатки аэродинамического профиля, неподвижно закрепленные под заданным углом относительно продольной оси к внутренней стенке второй впускной трубы-смесителя и наружной стенке первой трубы-смесителя. Техническим результатом изобретения является повышение коэффициента полноты сгорания топливовоздушной смеси за счет интенсификации процесса смесеобразования путем циркуляции потока воздуха. 1 ил.

Двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания, резонансную трубу, вторую впускную трубу-смеситель с лепестковым механическим клапаном, внутри которого соосно установлена первая впускная труба-смеситель с аэродинамическим клапаном, образующие между собой полость, при этом вторая впускная труба закреплена с выходным торцом передней торцевой стенкой камеры сгорания, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу, отличающийся тем, что в полости радиально установлены направляющие лопатки аэродинамического профиля, неподвижно закрепленные под заданным углом относительно продольной оси к внутренней стенке второй впускной трубы-смесителя и наружной стенке первой трубы-смесителя.