Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, т.е. установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, управление ими: .отличающиеся сжатием за счет скоростного напора, т.е. бескомпрессорные или прямоточные воздушно-реактивные двигатели – F02K 7/10

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор. Вал для передачи крутящего момента проходит через корпус с возможностью вращения вокруг оси и функционально соединен с ротором. Ротор позволяет поддерживать его устойчивое вращение при окружной скорости обода, составляющей приблизительно от 2000 до 5400 футов в секунду. Кольцевая область вокруг ротора и внутри корпуса образует проход для потока. Корпус также включает выпускное отверстие для потока, образующее проход для вытекания высокоэнергетического газа или воздуха наружу из кольцевой области или его втекания в кольцевую область. Вал содержит материал с высокой удельной прочностью на сжатие или растяжение и имеет проходы для потока, обеспечивающие прохождение потока воздуха или газа к ротору или от ротора. Некоторые части вала обмотаны намотками из волоконного жгута из материала с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Ротор окружает часть вала внутри корпуса и имеет проходы для потока газа или воздуха, пропускающие поток в радиальных направлениях и задерживающие поток от ротора в осевом направлении. Ротор содержит материал с высокой удельной прочностью на растяжение и компрессионный материал, сжатый намотками из волоконного жгута с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Материал с высокой удельной прочностью на сжатие функционально соединен с валом сжатием или, по меньшей мере, одной намоткой из волоконного жгута. Аппарат, способный выполнять функции компрессора, в функции компрессора содержит кольцевую область вокруг ротора и внутри корпуса, выполненную с возможностью формирования в процессе работы прохода для воздуха или газа от ротора к выпускному отверстию для потока в корпусе, внутри которого воздух или газ проходит по спирали в радиальном направлении от ротора наружу через кольцевую область и с уменьшением скорости. При этом кольцевая область обеспечивает в процессе работы выход потока воздуха или газа в радиальном направлении от ротора наружу. Реактивный и механический двигатели содержат описанный выше аппарат в качестве компрессора. Изобретение направлено на уменьшение расхода топлива, повышение кпд, снижение выбросов CO₂ и снижение стоимости двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил., 8 табл.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания. Устройство возбуждения молекул кислорода содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему. Оптическая система размещена в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования. Изобретение направлено на уменьшение весогабаритных характеристик двигателя вследствие сокращения длины зон энерговыделения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. Вихревой эжекторный движитель выполнен в виде обтекаемой пустотелой гондолы, внутренняя поверхность которой образует воздушный тракт, состоящий из последовательно расположенных входного устройства, выполненного в виде конфузора, диффузора, вихревой камеры и выходного устройства. Гондола выполнена с устройством для подачи сжатого воздуха вовнутрь воздушного тракта в виде сопел, сообщающихся с источником сжатого воздуха, расположенных в передней части гондолы и направленных под углом, равным 10-60° к оси воздушного тракта, создавая вихрь. Изобретение направлено на уменьшение массы и повышение надежности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает в себя подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию химической реакции горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны. Сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха, и снабжен источником лазерного излучения. Промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку. Источник лазерного излучения установлен перед клином в зоне образования наклонной ударной волны с отражателями излучения, установленными при вершине клина. Изобретение направлено на интенсификацию горения за счет повышения скорости химических реакций горения путем возбуждения молекул кислорода. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Плоский ГПВРД для приведения в движение транспортного средства содержит множество разнесенных стоек, разделенных трактами, и пилотную часть стойки, заключенную внутри каждой указанной стойки. Геометрия пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника ГПВРД и для снижения пилотной части воздуха до дозвуковой скорости. Оставшаяся часть основного воздуха сверхзвукового воздушного потока обходит пилотную часть стойки по трактам и остается на сверхзвуковой скорости.

Каждая стойка включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки и направленные наружу основные топливные форсунки. Пилотная часть стойки заключается в пределах каждой стойки. Изобретение направлено на снижение тепловой нагрузки камеры сгорания, на уменьшение длины камеры сгорания при применении впрыска топлива непосредственно в поток. 5 н. и 28 з.п. ф-лы, 12 ил.

Термосиловая стойка предназначена для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокоскоростного высокотемпературного рабочего тела силовой установки. Стойка имеет аэродинамический профиль, закреплена на стенке тракта с одной стороны или стенках тракта с двух противоположных сторон и содержит коммуникационные полости и каналы, в том числе канал подвода хладагента, расположенный в ее передней части. Передняя часть стойки снабжена скругленной передней кромкой с продольной щелью, сообщающейся с каналом подвода хладагента. Стойка дополнительно содержит пористый вкладыш, расположенный в щели передней кромки и скрепленный с последней диффузионной сваркой. Вкладыш выполнен с отношением ширины к толщине в диапазоне от 2,0 до 4,0. Изобретение позволяет снизить расход хладагента и обеспечить при этом работоспособность систем, деталей, узлов, линий коммуникаций, гидравлических и топливных магистралей, расположенных в стойке, за счет равномерного распределения хладагента по всей площади охлаждаемой поверхности. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для передачи механической энергии движения от теплового двигателя внутреннего сгорания к электрогенератору. Сущность изобретения состоит в том, что в качестве устройства передачи механической энергии от двигателя внутреннего сгорания к электрогенератору тепловой электростанции (ТЭС) использован воздушный винт со стреловидными лопастями. Использование воздушного винта со стреловидными лопастями на ТЭС позволяет применить в качестве двигателя внутреннего сгорания простой прямоточный или пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, движущийся со сверхзвуковой окружной скоростью, что существенно уменьшит потребление топлива и улучшит экологию в районе расположения ТЭС. 2 ил.

Изобретение относится ко всем областям техники, где возможно использование гиперзвуковой воздушной струи, предпочтительно в пожарной технике, а именно к устройствам и системам тушения горящих фонтанов на газовых, нефтяных и газонефтяных скважинах. Предложенный гиперзвуковой прямоточный двигатель имеет воздухозаборник, прямоточную камеру сгорания и систему подачи топлива. Соосно прямоточной камере сгорания на входе установлен струйный нагнетатель. Между воздухозаборником и камерой сгорания расположено разделительное сопло. Изобретение обеспечивает повышение ресурса работы. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструированию турбореактивных двигателей, и может быть использовано в реактивном двигателе, преимущественно Черемушкина О.В. Для осуществления процесса охлаждения (работы) реактивного двигателя с выполненными охладительными магистралями движения: горючего; окислителей, - взаимно дополняющие и заменяющие друг друга, в виде кислорода и атмосферного потока, как хладагентов и компонентов топлива, а также выполненных парообразующих магистралей реактивного двигателя, для охлаждения внешней стенки камеры сгорания, фракцией воды, в виде высокотемпературного пара, поступающих в камеру сгорания через сменные внешнюю и внутреннюю профилированные вставки, а также сменное профилированное кольцевое днище с охлаждаемыми горючим выдвижными свечами зажигания, а также выполнена система отбора газового потока из камеры сгорания, для осуществления работы предварительного испарителя реактивного двигателя и охлаждения, охлажденным газовым потоком, лопаток газовой турбины реактивного двигателя. При этом для регулирования процесса охлаждения (работы) реактивного двигателя выполнена электрическая схема летательного аппарата, подачи хладагентов через исполнительное устройство в реактивный двигатель: испаритель кислорода, с системой предзапускового режима реактивного двигателя; регулятор состава окислителя с системой принудительного перехода, на подачу в реактивный двигатель кислорода; топливовоздухораспределитель с пропорционерами подачи горючего и воды в реактивный двигатель, а также выполнена эл. схема реактивного двигателя, управления исполнительными устройствами обеспечения его работы, через: электромагнитные краны подачи в реактивный двигатель горючего и окислителей; тепловой переключатель системы подачи воды, в парообразующие магистрали реактивного двигателя, а также системы продувки парообразующих магистралей реактивного двигателя, после его выключения, атмосферным воздухом, и окислителем (кислородом). Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения. 16 ил.

Изобретение относится к прямоточно-эжекторным двигателям и может использоваться в области ракетно-тактического и ракетно-космического оружия, а также для вывода на околоземные орбиты различных полезных грузов. Предлагаемый способ включает создание в хвостовой части ракетоносителя центрального эжектирующего потока высокотемпературных газов от реактивных двигателей центральной ракеты. Вокруг этого потока создают полый в сечении эжектирующий периферийный поток высокотемпературных газов от реактивных двигателей периферийных ракет. С данной целью сопла двигателей периферийных ракет охватывают двумя некруглыми в сечении коаксиальными трубами, из которых внутренняя труба по длине меньше наружной. В последней со стороны хвостовой части ракетоносителя создают камеру дожигания и сопло Лаваля. Периферийные ракеты в количестве четырех, трех или двух устанавливают в жесткой связке с центральной ракетой. Соответственно в этих случаях коаксиальные трубы в сечении имеют форму, близкую к квадрату, к равностороннему треугольнику или к эллипсу. Технический результат изобретения состоит в создании эффективного периферийного эжектирующего газопламенного потока при минимальном количестве периферийных ракет в их связке, при этом может быть увеличена мощность точечного удара соответствующих боевых средств либо снижена коммерческая стоимость ракетоносителя. 3 з.п. ф-лы. 6 ил.

Двигательная установка для гиперзвукового летательного аппарата содержит гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий, по меньшей мере, одну камеру сгорания, снабженную устройством для впрыска топлива и воспламенителем. На вход воспламенителя подают кислород. Двигательная установка содержит также теплообменное устройство для охлаждения двигателя углеводородным топливом, связанное выходом с устройством для впрыска топлива. Система подачи топлива в двигатель содержит топливный бак с углеводородным топливом и турбонасосный агрегат, имеющий центробежный насос, вход которого связан с выходом топливного бака, а выход со входом в теплообменное устройство. На одном валу с центробежным насосом расположена турбина. Система подачи топлива дополнительно содержит автономный контур для подачи на турбину под давлением газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения, выход которого соединен со входом на турбину, а на вход в качестве газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом, поступает водород. Техническим результатом является повышение надежности гиперзвукового летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ организации детонационного режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвукового и/или гиперзвукового летательного аппарата включает подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания, например системой из двух плоских симметричных клиньев, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле. В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания, в которой происходит детонационное сжигание смеси с образованием за ней высокотемпературной области продуктов детонации. Наряду с этим образуются наклонные отраженные ударные волны между ножкой Маха и стенками камеры, без процесса горения, с температурой газовой смеси за ними, существенно меньшей, чем в области продуктов детонации. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси. Изобретение направлено на упрощение конструкции камеры сгорания, системы подачи топлива и повышение технических и экономических характеристик летательного аппарата. 3 ил.

Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе заключается в подаче топлива в камеру сгорания. Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником. Для этого топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником пилонами. Изобретение позволяет улучшить смешение компонент топлива, что обеспечивает, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшить стабилизацию процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение предназначено для применения на летательных аппаратах при полетах в воздухе. Сжатие воздуха в камере сгорания бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя (БВРД) осуществляют скоростным напором при полете летательного аппарата. В корпусе двигателя в виде трубы помещают вкладыш с обтекаемой передней частью с образованием кольцевого канала для прохода воздуха между стенками корпуса и вкладыша. Из кольцевого канала воздух направляют концентрически в радиальных направлениях к центру камеры сгорания, которая размещается между дном вкладыша и задней полусферической поверхностью корпуса двигателя, в центре которой выполнено сообщающееся с соплом отверстие. Сжатие воздуха в камере сгорания увеличивают путем сталкивания и аэродинамического торможения встречных потоков воздуха, поступающих из кольцевого канала в камеру сгорания. Горючее в центральную часть камеры сгорания подают путем распыления из форсунки. Сжатие воздуха путем торможения встречных потоков равнозначно сжатию его при скорости, составляющей сумму скоростей указанных встречных потоков воздуха. Изобретение позволяет повысить эффективность работы двигателя при существенно меньших скоростях полета по сравнению с необходимой скоростью полета при использовании известных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с удлиненным корпусом содержит на одном конце корпуса вход для потока окислителя топлива, в промежуточной части корпуса камеру сгорания, оборудованную по меньшей мере одной топливной форсункой. Центральная часть камеры предназначена для смешивания окислителя с топливом и сгорания полученной смеси. Стенка камеры сгорания, по меньшей мере частично, содержит внутренний поверхностный слой, расположенный со стороны центральной части, и наружный поверхностный слой, отстоящий от внутреннего поверхностного слоя, между которыми образовано промежуточное пространство. Топливо поступает в форсунку, проходя, по меньшей мере, частично, через промежуточное пространство для охлаждения стенки. На другом конце корпус содержит выпускное сопло для выброса газообразных продуктов сгорания, выходящих из центральной части камеры сгорания. Внутренний поверхностный слой, по меньшей мере частично, выполнен из термоструктурируемого композиционного материала, являющегося пористым и проницаемым для топлива, проходящего через промежуточное пространство. Пористость внутреннего поверхностного слоя выбирается таким образом, чтобы количество топлива, проходящего через внутренний поверхностный слой, составляло от 5 до 15% от общего количества топлива, подаваемого в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение позволяет упростить конструкцию двигателя. 9 з.п. ф-лы, 19 ил.

Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под углом где Мн - число Маха в набегающем потоке, к продольной оси ГПВРД. Выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя. Боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами. Один из топливных коллекторов сообщается с системой подачи холодного топлива и через форсунки ударно-струйного охлаждения передней кромки пилона с полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона. Другой коллектор сообщается с системой подачи подогретого в системе охлаждения стенок камеры топлива и инжекторами. Изобретение позволяет создать экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с прямоугольной конфигурацией камеры сгорания, обеспечивающей высокую эффективность рабочего процесса, устойчивость горения во всем диапазоне режимов эксплуатации, высокую стабильность и динамику процесса воспламенения. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.