комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов

Формула изобретения

1. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, состоящая из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, и воздушно-реактивного двигателя, отличающаяся тем, что во внутреннем корпусе выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход, снабженный устройством формирования воздушного потока, в камеру сгорания, и воздушный тракт воздушно-реактивного двигателя, на валу которого установлен компрессор, кроме того, на внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами, а воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса.

2. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что во внутреннем корпусе за воздушно-реактивным двигателем, установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки, и там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя.

3. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по п. 1, отличающаяся тем, что комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов выполнена в виде отдельных секций с расположенным между ними воздушно-реактивным двигателем, вал которого соединен с приводами компрессоров одной или более секций.

4. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по пп.1 - 3, отличающаяся тем, что камера сгорания дополнительно снабжена форсунками окислителя.

5. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по пп.1 - 3, отличающаяся тем, что воздухозаборники камеры сгорания и воздушных трактов выполнены регулируемыми.

6. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по пп. 1 - 3, отличающаяся тем, что кольцевой выход в камеру сгорания установки созданного во внутреннем корпусе воздушного тракта выполнен в виде регулируемого кольцевого сопла.

7. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по пп.1 - 6, отличающаяся тем, что камера сгорания комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов выполнена в виде отдельных секций, расположенных на внутреннем корпусе установки или ее секций.

8. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по п. 7, отличающаяся тем, что компрессор установки или ее секции состоит из осевого и центробежного компрессоров, расположенных комбинированно.

9. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по пп. 7 и 8, отличающаяся тем, что воздушно-реактивный двигатель снабжен отдельными воздухозаборниками.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области реактивных двигателей, в частности к комбинированным двигательным установкам для летательных аппаратов, и может быть использовано как путем установки на летательных аппаратах, так и в качестве носителя полезной нагрузки.

Предшествующий уровень техники

Известна комбинированная двигательная установка летательного аппарата, включающая сверхзвуковую камеру сгорания, ракетный блок, газогенератор и снабженная дополнительными топливными форсунками [1].

Это известное техническое решение обладает рядом существенных недостатков. На различных режимах полета по существу работают отдельные агрегаты, а остальные не несут полезной нагрузки. Кроме того требуется размещать на летательном аппарате дополнительные запасы различного топлива для разных силовых установок.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, состоящая из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплом, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, а во внутреннем корпусе расположен воздушно-реактивный двигатель [2].

Однако известная двигательная установка требует специального гиперзвукового самолета-носителя для подъема аппарата и набора скорости, необходимой для ее запуска.

Раскрытие изобретения

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение самостоятельного взлета, выполнение полета на различных скоростях и самостоятельной посадки летательного аппарата.

Задача решена тем, что в комбинированной двигательной установке для летательных аппаратов, состоящей из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками и воздушно-реактивного двигателя, во внутреннем корпусе выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход, снабженный устройством формирования воздушного потока, в камеру сгорания, и воздушный тракт воздушно-реактивного двигателя, на валу которого установлен компрессор, кроме того на внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами, а воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса. Во внутреннем корпусе, за воздушно-реактивным двигателем, установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки, и там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов выполнена в виде отдельных секций с расположенным между ними воздушно-реактивным двигателем, вал которого соединен с приводами компрессоров одной или более секций. Камера сгорания дополнительно снабжена форсунками окислителя. Воздухозаборники камеры сгорания и воздушных трактов выполнены регулируемыми. Кольцевой выход в камеру сгорания установки, созданный во внутреннем корпусе воздушного тракта, выполнен в виде регулируемого кольцевого сопла. Камера сгорания комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов выполнена в виде отдельных секций, расположенных на внутреннем корпусе установки или ее секций. Компрессор установки или ее секции состоят из осевого и центробежного компрессоров, расположенных комбинированно. Воздушно-реактивный двигатель снабжен отдельными воздухозаборниками.

Краткое описание чертежей

Сущность изобретения поясняется графическими материалами. На фиг. 1 показан общий вид комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов с разрезом. На фиг. 2 - то же, с кольцевым регулируемым выходом продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя в камеру сгорания установки с разрезом. На фиг. 3, 4 и 5 показан общий вид комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов, выполненной в виде отдельных секций с разрезом. На фиг. 6 показана комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, камера сгорания которой выполнена в виде отдельных секций с разрезом.

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов с воздухозаборниками 3 и соплом 4. Между корпусами 1 и 2 расположена камера сгорания 5 с топливными форсунками 6. Во внутреннем корпусе 2 выполнен воздушный тракт 7, имеющий кольцевой выход 8 в камеру сгорания 5. В корпусе 2 расположен воздушно-реактивный двигатель 9 и выполнен воздушный тракт 10 воздушно-реактивного двигателя 9, на валу 11 которого установлен компрессор 12. Кроме того, на внутреннем корпусе 2 за кольцевым выходом 8 по окружности корпуса 2 с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки 6 с форкамерами 13. Воздухозаборник 3 камеры сгорания 5 и сопло 4 снабжены регулировочными устройствами 14, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса 2. Камера сгорания 5 дополнительно снабжена форсунками окислителя 15. Воздухозаборники 3 выполнены регулируемыми посредством установки на них устройств 16. Сопло 4 снабжено регулирующими створками 17. На входе воздухозаборников 3 установлен передвижной входной конус 18.

На фиг. 2 комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов с воздухозаборником 3 и соплом 4. Между корпусами 1 и 2 расположена камера сгорания 5 с топливными форсунками 6. Во внутреннем корпусе 2 выполнен воздушный тракт 7, имеющий кольцевой выход 8 в камеру сгорания 5. В корпусе 2 расположен воздушно-реактивный двигатель 9 и выполнен воздушный тракт 10 воздушно-реактивного двигателя 9 с установленным на нем компрессором 12. Кроме того, на внутреннем корпусе 2 за кольцевым выходом 8 по окружности корпуса 2 с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки 6 с форкамерами 13. Воздухозаборник 3 камеры сгорания 5 и сопло 4 снабжены регулировочными устройствами 14, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса 2. Камера сгорания 5 дополнительно снабжена форсунками окислителя 15. Воздухозаборник 3 выполнен регулируемым посредством установки на нем устройства 16. Сопло 4 снабжено регулирующими створками 17. На входе воздухозаборников 3 установлен передвижной входной конус 18. Во внутреннем корпусе 2, за воздушно-реактивным двигателем 9 установлен конический обтекатель 19, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания 5. Там же выполнен кольцевой выход 20 продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя 9.

На фиг. 3, 4 и 5 комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов с воздухозаборником 3 и соплом 4. Между корпусами 1 и 2 расположена камера сгорания 5 с топливными форсунками 6. Во внутреннем корпусе 2 выполнен воздушный тракт 7, имеющий кольцевой выход 8 в камеру сгорания 5. Воздушно-реактивный двигатель 9 расположен между отдельными секциями 21 установки и снабжен воздушным трактом 10. Компрессор 12 установлен в каждой секции 21. Кроме того, на внутреннем корпусе 2 за кольцевым выходом 8 по окружности корпуса 2 с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки 6 с форкамерами 13. Воздухозаборник 3 камеры сгорания 5 и сопло 4 снабжены регулировочными устройствами 14, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса 2. Камера сгорания 5 дополнительно снабжена форсунками окислителя 15. Воздухозаборник 3 выполнен регулируемым посредством установки на нем устройства 16. Сопло 4 снабжено регулирующими створками 17. На входе воздухозаборников 3 установлен передвижной входной конус 18. Компрессоры 12 секций 21 снабжены приводами 22 от вала 11 воздушно-реактивного двигателя 9.

На фиг. 6 комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов с воздухозаборником 3 и соплом 4. Между корпусами 1 и 2 расположена камера сгорания 5 с топливными форсунками 6. Во внутреннем корпусе 2 выполнен воздушный тракт 7, имеющий кольцевой выход 8 в камеру сгорания 5. В корпусе 2 расположен воздушно-реактивный двигатель 9 и выполнен воздушный тракт 10 воздушно-реактивного двигателя 9 с установленными на нем комбинированно осевым 23 и центробежным 24 компрессорами. Кроме того, на внутреннем корпусе 2 за кольцевым выходом 8 по окружности корпуса 2 с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки 6 с форкамерами 13. Воздухозаборник 3 камеры сгорания 5 и сопло 4 снабжены регулировочными устройствами 14, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса 2. Камера сгорания 5 дополнительно снабжена форсунками окислителя 15. Воздухозаборник 3 выполнен регулируемым посредством установки на нем устройства 16. Сопло 4 снабжено регулирующими створками 17. На входе воздухозаборников 3 установлен передвижной входной конус 18. Во внутреннем корпусе 2, за воздушно-реактивным двигателем 9 выполнен кольцевой выход 20 продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя 9.

Лучший вариант осуществления изобретения

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов работает следующим образом.

Регулировочные устройства 14 и устройства 16, форкамеры 13 и форсунки 6 устанавливают в положение "а", формируя этим форму сопла 4 и размер входа для воздуха через воздухозаборник 3 камеры сгорания 5, а также для создания оптимальных условий сгорания топлива, распыляемого навстречу воздушному потоку, выходящему из кольцевого выхода 8. После этого производят запуск воздушно-реактивного двигателя 9, приводя тем самым в действие компрессор 12, который создает необходимый для взлета поток воздуха через воздушный тракт 7. После воспламенения воздушно-топливной смеси и формирования зоны горения в камере сгорания 5 в ней образуется зона разрежения, вызывающая дополнительный приток воздуха через воздухозаборник 3 камеры сгорания 5, тем самым позволяя увеличить количество сгораемого топлива, а следовательно, тягу двигателя, обеспечивая взлетный режим без форсирования работы воздушно-реактивного двигателя 9.

Посредством устройства 16 создают дополнительный приток воздуха в камеру сгорания 5, а регулировкой кольцевого сопла 8 создают околозвуковой поток там же, при этом перемещают форсунки 6 с форкамерами 13 вдоль оси корпуса 2 для создания оптимальных условий сгорания топливно-воздушной смеси в режиме набора скорости до чисел М = 4 - 5.

Далее посредством устройств 14, 16 формируют сверхзвуковое сопло, кольцевое сопло 8 также переводят в сверхзвуковой режим работы, увеличивая скорость воздушного потока в камере сгорания 5 до сверхзвуковой скорости. При этом режиме работы двигательной установки скорость летательного аппарата достигает чисел М = 7 - 10.

Для дальнейшего увеличения скорости до чисел М = 10 - 12 посредством устройства 16 уменьшают входное сечение воздухозаборника 3, перемещают форсунки 6 с форкамерами 13 и устройства 14 в положение "в", добавляют дополнительное, количество топлива, которое полностью сгорает в скачке уплотнения и гиперзвуковом потоке, обтекающем летательный аппарат. Воздушно-реактивный двигатель 9 на этом режиме отключают и закрывают входы воздушных трактов 7 и 10 посредством устройств 16 и передвижного входного конуса 18. При необходимости возможен смешанный режим работы установки путем подачи окислителя через форсунки 15 в камеру сгорания 5.

При достижении высоты 55 км и скорости до 20000 км/ч дальнейший набор высоты и разгон до первой космической скорости осуществляют на ракетном режиме работы. Для этого закрывают посредством устройств 16 и 14 вход воздухозаборника 3 камеры сгорания 5, формируют посредством устройства 14 реактивное сопло 4, форсунки 6 с форкамерами 13 переводят в положение "а" и подают окислитель через форсунки 15 в камеру сгорания 5.

Скорость истечения реактивной струи можно также регулировать путем одновременного закрытия двух противоположных створок 17 сопла 4.

На всех режимах полета, за исключением ракетного, через кольцевой регулируемый выход 20 продукты сгорания воздушно-реактивного двигателя 9 посредством конического обтекателя 19 направляют в сопло 4 камеры сгорания 5, создавая тем самым дополнительную тягу установки за счет получаемого эффекта "струйного насоса" и подачи дополнительного рабочего тела в сопло 4 камеры сгорания 5.

В случае выполнения камеры сгорания 5 в виде отдельных секций воздушный поток, направляемый в них, распределяют посредством центробежного компрессора 24.

Режимы снижения и посадки проводят в обратном порядке.

Промышленная применимость

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, отличительной особенностью которой является то, что она позволяет использовать один двигатель на всех режимах полета, а также при взлете и посадке летательного аппарата. При необходимости позволяет создать самые разнообразные привязки самолет - двигательная установка. Установка может быть использована как на летательных аппаратах, так и в качестве самостоятельного носителя полезной нагрузки.

Литература

1. Патент США N 5224344, МКИ F 02 K 9/28.

2. Нестеренко Г.Н. Космическая авиация. Воениздат, 1969, стр. 58 - 59.