пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед

Формула изобретения

Пульсирующий двигатель детонационного горения, содержащий смонтированные в едином корпусе и образующие блочную конструкцию двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с входным диффузором и соплом, и расположенный во внутреннем корпусе пульсирующий двигатель с центральным телом и конусом, отличающийся тем, что пульсирующий двигатель выполнен детонационного горения, внутренний корпус - с окнами, конус - выдвижным, на центральном теле размещены элементы системы подачи компонентов пульсирующего двигателя детонационного горения и системы иницирования, на входе в пульсирующий и прямоточный двигатели и на выходе из последнего установлены створки, при этом внутренний корпус закреплен в едином корпусе с помощью пилонов, за которыми установлены исполнительные элементы системы подачи компонентов в камеру сгорания прямоточного двигателя и их воспламенения, причем элементы управления створками и всеми системами двигателя входят в состав общей системы управления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к энергосиловым установкам, не имеющим турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, а точнее - к комбинированным прямоточно-пульсирующим воздушно-реактивным двигателям.

Имеется опыт применения двигателей, состоящих, например, из турбореактивных (ТРД) и ракетных (РД) двигателей или их комбинаций, имеющих общий привод и размещенных в едином корпусе. В массовом отношении такие двигатели выгоднее, чем простая комбинация ТРД и РД.

Известен ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа, представленный на рис. 5.3. Р.И.Курзинера "Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета". М.: Машиностроение, 1989, с. 167. Данный двигатель ATR предложен для перспективного одноступенчатого ВКС военного назначения и может быть отработан, как утверждают зарубежные специалисты, через 10...15 лет. Для такого типа двигателя характерно расширение диапазона достигаемых скоростей и высот полета. Несмотря на то, что данный тип двигателя еще не освоен ни одной страной, дальнейшее развитие ракетной и космической техники уже сейчас требует своего дальнейшего совершенствования, например, при разработке и создании аэродинамического самолета. Для летательных аппаратов, перспективных до 2000 г. и далее, требуется широкий диапазон плавного изменения скорости их полета, начиная от дозвуковых и кончая гиперзвуковым, а также, чтобы их двигатели работали экономично на любых высотах вплоть до безвоздушного пространства.

Наиболее близким по принципу работы и техническому устройству является решение, описанное в заявке DE 3644020 A1, МПК F 02 K 7/10, 1987 г. Однако существенным недостатком существующих и предполагаемых в обозримом будущем схем и конструкций комбинированных двигателей является наличие в них подвижных частей, что усложняет и утяжеляет их устройство, уменьшает ресурс работы и т.д.

Задача изобретения состоит в реализации полета летательного аппарата (ЛА) в широком диапазоне высот и скоростей.

Решение поставленной задачи осуществляется за счет объединения в одной конструкции различных типов двигателей.

Поставленная задача достигается тем, что в единой блочной конструкции размещены двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с входным диффузором и соплом совместно с пульсирующим двигателем с центральным телом и конусом. Отличительной особенностью конструкции является то, что пульсирующий двигатель использует детонационное горение. Элементы системы подачи компонентов пульсирующего двигателя детонационного горения размещены на центральном теле с выдвижным конусом. На входе в пульсирующий и прямоточный двигатели и на выходе из последнего установлены створки, при этом внутренний корпус, имеющий окна, закреплен в едином корпусе с помощью пилонов, за которыми установлены исполнительные элементы системы подачи компонентов в камеру сгорания прямоточного двигателя и их воспламенения, причем элементы управления створками и всеми системами двигателя входят в состав общей системы управления.

На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема комбинированного ПДДГ, которая представляет собой комбинацию двух двигателей: ПДДГ и двухрежимного ПВРД, объединенных в единой конструкции. ПДДГ (1) предназначен для создания тяги на малых скоростях полета летательного аппарата (ЛА) в условиях космического пространства и на всех промежуточных режимах работы двигателя. ПВРД (2) предназначен для создания тяги на больших скоростях полета ЛА.

ПДДГ состоит из корпуса 3 с окнами, центрального тела 4, системы подачи компонентов топлива 5, системы инициирования 6, выдвижного конуса 7, створок 8.

Двухрежимный ПВРД состоит из корпуса 9 со створками 10 и элементов системы подачи компонентов топлива 11.

Комбинированный ПДДГ может функционировать в нескольких режимах работы. При этом подачу компонентов топлива в ПВРД и в ПДДГ осуществляет единая система подачи компонентов топлива и по команде от общей системы управления работой комбинированного двигателя.

Первый режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ с эжекторным усилителям тяги.

Исходное положение. ЛА находится в предстартовом положении. При этом створки 8 ПДДГ находятся в исходном (нейтральном) положении, передние створки 10 ПВРД подняты, а задние (выходные) - в исходном (нейтральном) положении. Выдвижной конус 7 в исходном (задвинутом) положении. Перед запуском двигателя детонационная камера ПДДГ первоначально заполняется рабочей смесью из системы подачи компонентов топлива 5. Происходит заполнение полости "б". По окончании ее заполнения система инициирования 6 выдает детонационный импульс, под действием которого рабочая смесь детонирует. Образовавшаяся детонационная волна распространяется только в сторону выходного сопла. Распространению ее вперед препятствует система скачков уплотнений, образовавшаяся в результате взаимодействия детонационной волны с центральным телом 4. Детонационная волна, выходя из сопла ПДДГ, превращается в ударную волну, которая, направляясь к выходной части корпуса 9, создает на его входе разрежение. За счет возникающего эффекта эжекции создается дополнительная составляющая тяги.

Кроме того, за счет движения детонационной волны в корпусе 3 ПДДГ создается эжектирующий эффект в полости "а", что обеспечивает процессы продувки, подачи компонента топлива и смесеобразования, а также заполнения внутреннего объема корпуса 3 очередной порцией рабочей смеси. Далее процесс повторяется. При этом в детонационную камеру ПДДГ в качестве топлива подается только горючее, а в качестве окислителя используется воздух из окружающей среды.

Тяга комбинированного двигателя на первом режиме его работы создается за счет взаимодействия детонационной волны с центральным телом, за счет истечения продуктов детонации через сопло и за счет эжектирующего эффекта, возникающего на входе в ПВРД. За счет создавшейся тяги ЛА трогается с места.

Второй режим работы комбинированного ПДДГ - совместный режим ПДДГ и ПВРД. Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА до скоростей с M 3.

Исходное положение. ЛА находится в полете на траектории. При этом створки 8 ПДДГ прикрыты, а выдвижной конус 7 выдвинут настолько, что обеспечивается заданный режим работы ПДДГ.

Передние и задние створки 10 ПВРД прикрыты. Передние створки обеспечивают заданный расход воздуха, а задние - требуемое значение площади критического сечения, образуемой между срезом сопла ПДДГ и створками 10.

Работает ПДДГ аналогично вышеописанному режиму. Компонентами топлива для ПВРД являются горючее из системы подачи 5 и в качестве окислителя воздух окружающей среды.

Запуску ПВРД предшествует процесс заполнения полости "а" рабочей смесью. По мере ее заполнения подается команда на воспламенение. Как подача горючего, так и воспламенение рабочей смеси осуществляются элементами подачи компонентов топлива и их воспламенения 11. Тяга ПВРД создается за счет истечения продуктов сгорания из камеры сгорания.

Общая тяга, необходимая для перемещения ЛА и создаваемая комбинированным двигателем, складывается из тяг, создаваемых как ПДДГ, так и ПВРД.

Третий режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Данный режим осуществляется в процессу полета ЛА со скоростями M > 3.

Исходное положение. ЛА находится в полете, при этом передние створки 10 ПВРД находятся в нейтральном положении, а задние - в открытом положении, что обеспечивает процесс сверхзвукового горения рабочей смеем в камере ПВРД и дальнейший разгон продуктов сгорания. Положение остальных подвижных частей соответствует второму режиму работы, но с настройкой их на заданный режим работы двигателя, соответствующий требуемой скорости полета ЛА.

Отличительной особенностью работы двигателя на данном режиме является то, что сверхзвуковой поток воздуха практически не тормозится в камере ПВРД, что обеспечивает в ней процесс сверхзвукового горения. Так как течение продуктов сгорания в ПВРД сверхзвуковое, то необходимость в создании критического сечения отпадает и дальнейший разгон продуктов сгорания осуществляется за счет увеличения площади поперечного сечения выходного канала сопла.

Общая тяга комбинированного двигателя складывается из тяги ПДДГ и ГПВРД, однако основную составляющую тяги создает ГПВРД.

Четвертый режим работы комбинированного двигателя - двухконтурный ПДДГ. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве.

Исходное положение. ЛА находится в полете в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве. При этом створки 8 ПДДГ закрыты полностью, выдвижной конус 7 находится в исходном положении, передние створки 10 ПВРД закрыты, а задние - открыты, что образует второй контур ПДДГ. Двухкомпонентная рабочая смесь, состоящая как из горючего, так и из окислителя заполняет полости "а", "б" и "в" двигателя с помощью системы подачи компонентов 5. По мере их заполнения от системы инициирования 6 по команде системы управления двигателем поступает детонационный импульс. Рабочая смесь, находящаяся в полости "б", детонирует. Образовавшаяся детонационная волна начинает распространяться в сторону сопла ПДДГ. Кроме того, она через специальные окна, выполненные в корпусе 3, распространяется во второй контур ПДДГ (полость "в" ПВРД) и вызывает в нем детонацию рабочей смеси. Образовавшаяся детонационная волна устремляется в сторону сопла ПВРД. В дальнейшем процесс повторяется вновь с частотой, задаваемой системой управления двигателем.

Тяга комбинированного двигателя создается как за счет взаимодействия детонационных волн с закрытыми створками 8 и 10, так и за счет истечения продуктов детонации через выходные сопла обоих контуров.

Предложенная конструктивная схема комбинированного двигателя даст возможности для разработки в следующем столетии как нового пилотируемого транспортно-космического и аэрокосмического летательных аппаратов, так и новых видов оружия.

Предложенная схема позволит расширить диапазон изменения скорости летательного аппарата, начиная от дозвуковых ее значений и кончая гиперзвуковым на различных высотах его полета.

Конструктивное выполнение различных типов двигателей в едином устройстве позволяет значительно улучшить массовые и геометрические характеристики летательных аппаратов по сравнению с автономным их использованием. Кроме того, для пульсирующих двигателей детонационного горения характерны малые расходы компонентов топлива и низкие давления их подачи в детонационную камеру, простота конструкции и отсутствие подвижных частей, высокая экономичность и сложность обнаружения летательного аппарата средствами ПВО и ПРО. Данный тип двигателя работает на всей траектории полета и может использовать такие компоненты топлива, которые имеют широкую, разнообразную и дешевую сырьевую базу.