реактивный двигатель

Формула изобретения

Реактивный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, газовую турбину, сопло, систему подачи компонентов топлива и систему запуска, отличающийся тем, что система подачи компонентов топлива включает бортовые баки горючего и используемого в качестве окислителя кислорода, испаритель кислорода и топливовоздухораспределитель, а камера сгорания образована внутренней полостью цилиндра, охлаждаемого горючим, и пристыкованными к нему с одной стороны соплом, а с другой стороны кольцевым днищем с форсунками и выдвижными свечами зажигания, при этом внешний контур кольцевого днища состыкован с торцом цилиндра, а внутренний контур кольцевого днища снабжён грушевидным выступом внутрь цилиндра, причем внешняя стенка грушевидного выступа снабжена отверстиями и рассекателем для направленного прохода окислителя в зону горения, а центральная часть – центральной осевой полостью для пропуска вала газовой турбины и подвода окислителя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано преимущественно на летательных аппаратах Черемушкина О.В.

Широко известны авиационные воздушно-реактивные турбовинтовые двигатели, содержащие последовательно соединенные винтовой двигатель внутреннего сгорания, осевой или центробежный компрессор и газовую турбину (см. “Краткий политехнический словарь”, под ред. Степанова. М.: Госиздат “Технико-теоретической литературы”, 1956, стр.11-13).

Однако эти двигатели не могут быть использованы на летательных аппаратах для полетов в разреженной атмосфере и в безвоздушном пространстве.

Широко известны также ракетные реактивные двигатели, которые на борту аппарата имеют запас горючего и окислителя и могут работать в безвоздушном пространстве, но они не используют кислород воздуха, и в связи с этим использование их в плотных слоях атмосферы не экономично (см. там же).

Наиболее близким по своей технической сути к предлагаемому является авиационный воздушно-реактивный турбокомпрессорный двигатель, содержащий последовательно размещенные осевой или центробежный компрессор, камеры сгорания, газовую турбину и выходное сопло (см. Б.Стечкин и др. “Теория реактивных двигателей”, М.: Госиздат “оборонной промышленности”, 1958, стр. 13).

Однако и эти двигатели не могут быть использованы на летательных аппаратах для полетов в безвоздушном пространстве и разреженной атмосфере.

В основу изобретения положена задача создания комбинированного авиационно-ракетного двигателя, пригодного для использования как в атмосфере, так и в безвоздушном пространстве.

Эта задача решается за счет того, что кольцевая камера сгорания образована стенками охлаждаемого горючим цилиндра, к которому с одной стороны пристыковано выходное сопло, и кольцевым днищем, пристыкованным к цилиндру с другой стороны, с размещенными на нем форсунками горючего и выдвижными свечами зажигания и снабженным в центральной его части грушевидным выступом внутрь цилиндра, при этом внешняя стенка грушевидного выступа снабжена отверстиями и рассекателей для направления окислителя в зону горения, и центральным осевым отверстием для пропуска вала, на одном конце которого установлена газовая турбина, а другой конец его состыкован с муфтой сцепления с валом редуктора.

На чертежах схематично представлены: принципиальная схема питания предлагаемого воздушно-реактивного двигателя - Фиг.1, устройство двигателя в статике - Фиг.2 и Фиг.3 - в рабочем положении.

На летательном аппарате Черемушкина О.В. общий центробежный (см. Фиг.1) компрессор приводится в действие за счет отбора мощности газовыми турбинами двигателей через центральный редуктор. От компрессора воздух подается к двигателям через общий топливовоздухораспределитель, а горючее через него же от бортовых баков насосами. В разреженной атмосфере или в безвоздушном пространстве взамен воздуха к двигателям через тот же топливовоздухораспределитель от бортовых баков через испаритель подается кислород, а горючее по тем же магистралям, что и в плотных слоях атмосферы.

Предлагаемый воздушно-реактивный двигатель представляет собой (см. Фиг.2) выходное сопло 1 и стыкованную с ним кольцевую камеру сгорания 2, образованную стенками цилиндра 3 и кольцевым днищем 4, на котором размещены форсунки горючего 5, выдвижные свечи зажигания 6, и центральным грушевидным выступом 7, внешняя стенка которого выполнена с отверстиями 8 и рассекателем 9 для направленной подачи воздуха (окислителя) в зону горения, а центральная его часть снабжена центральной осевой полостью 10 для прохода воздуха и пропуска вала 11, на одном конце которого установлена газовая турбина 12, а другой конец соединен с муфтой сцепления 13 с валом 14 центрального редуктора. Для подачи воздуха (окислителя) в кольцевую камеру сгорания 2 двигатель снабжен механизмом подачи.

Механизм подачи представляет собой кольцевой коллектор 15 с проходными для воздуха окнами 16 в мембранную полость 17 и окнами 18 в центральную осевую полость 10 грушевидного выступа 7 через окна 19 подвижной подпружиненной цилиндрической втулки 20, установленной на шлицах в неподвижной втулке 21, и окна 22, 23 в обечайках жесткости к отверстиям 8 во внешней стенке грушевидного выступа 7 в камеру сгорания 2. Горючее в камеру сгорания поступает по каналам в стенках цилиндра 3 и кольцевого днища 4 через форсунки 5.

Работает двигатель следующим образом.

При запуске включают стартеры, которые приводят в движение компрессор, воздух от которого через топливовоздухораспределитель поступает к двигателям в кольцевой коллектор 15 и через окна 16 в мембранную полость 17, а через окна 18 к закрытым окнам 19 подвижной цилиндрической втулки 20. С повышением давления в полости 17 мембрана, сжимая пружину, сдвигает цилиндрическую втулку 20, тем самым открывает окна 19, через которые воздух вдоль вала 11 через окна 22, 23 в обечайках жесткости и через отверстия 8 во внешней стенке грушевидного выступа 7 и рассекатель 9 попадает в зону горения камеры сгорания. Горючее из бортовых баков под напором насосов через топливовоздухораспределители по каналам в стенках цилиндра 3 и в днище 4 через форсунки 5 поступает в зону горения камеры сгорания 2. Выдвинутые свечи зажигания 6 воспламеняют горючую смесь. Давление в кольцевой камере сгорания 2 повышается, продукты сгорания истекают через входное сопло 1, создают тягу и вращают газовую турбину 12, а через вал 11, муфту 13, вал 14 и редуктор вращение передается на компрессор. При достижении устойчивого горения в камере сгорания 2 стартеры выключаются и убираются свечи зажигания 6. Устойчивая работа двигателя с минимально тягой - это дежурный режим работы.

Для изменения режима работы двигателя изменяют расход поступающего топлива в камеру сгорания 2. При увеличении расхода повышается давление в камере сгорания 2, увеличивается скорость и масса истекаемых газовых продуктов сгорания и увеличивается тяга.

При работе в разреженной атмосфере или в безвоздушном пространстве компрессор не может обеспечить необходимое количество воздуха, и взамен его к двигателям из бортовых баков автоматически через испаритель и топливовоздухораспределитель по тем же магистралям, что и воздух, будет поступать кислород. При входе в плотные слои атмосферы автоматически происходит обратный переход на снабжение двигателей воздухом. Для выключения двигателя перекрывают подачу топлива к двигателю, в камере сгорания падает давление, прекращается истечение продуктов сгорания из сопла, газовая турбина останавливается. Двигатель выключен.

Использование воздушно-реактивных двигателей предложенной конструкции значительно расширит область использования летательных аппаратов и функциональные возможности их.