комбинированный реактивный двигатель

Формула изобретения

1. Комбинированный реактивный двигатель, включающий силовой корпус, расположенные соосно секцию ракетного двигателя (РД) с топливной системой и камерой сгорания, секцию воздушного турбореактивного двигателя (ТРД) с топливной системой, включающую турбокомпрессор с направляющими лопатками и рабочими колесами, содержащими рабочие компрессорные лопатки и элементы турбины, установленными на подшипниках на корпусе газогенераторного устройства, расположенного по оси секции ТРД и вырабатывающего сжатые газы для турбины, а также дополнительную камеру сгорания и дополнительное устройство для подачи топлива для функционирования ТРД в качестве прямоточного воздушно-реактивного двигателя, первое тяговое сопло ТРД и второе тяговое сопло РД, при этом первое тяговое сопло снабжено устройством регулирования площади поперечного сечения, отличающийся тем, что газогенераторное устройство выполнено в виде камеры сгорания, содержащей корпус в виде круговой конический оболочки, связанной с силовым корпусом, и включающей головную донную часть и расширенную открытую заднюю часть, снабженную трубчатой жаровой трубой с форсунками топливной системы, расположенной на срезе выходного сечения турбокомпрессора и сообщающейся с ним, корпус турбокомпрессора в средней своей части выполнен из кольцевых секций, установленных с зазором относительно друг друга на камере сгорания с помощью направляющих лопаток компрессора, и снабжен в хвостовой своей части конусной камерой, имеющей поворотные створки, выполненные с возможностью перекрытия выходного сечения турбокомпрессора, а каждое рабочее колесо турбокомпрессора выполнено из рабочих компрессорных лопаток, связанных между собой по наружным концам кольцевым переходником, а по внутренним концам - кольцевым газосборником, установленным на корпусе камеры сгорания подвижно вокруг нее и снабженным уплотнительными элементами, при этом рабочие компрессорные лопатки выполнены полыми, сообщающимися с внутренним пространством кольцевых газосборников, корпус камеры сгорания выполнен с выходными отверстиями в зоне кольцевых газосборников, а к наружной поверхности кольцевого переходника подсоединены полые цилиндрические стержни, полости которых сообщаются с полостями рабочих компрессорных лопаток, перемещающиеся в зазорах кольцевых секций и несущие на своих наружных концах реактивный привод, образующий турбину и подающий продукты сгорания топлива в кольцевое пространство между корпусом турбокомпрессора и силовым корпусом двигателя.

2. Комбинированный реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что направляющие лопатки компрессора выполнены полыми, сообщающимися с внутренней полостью камеры сгорания при помощи отверстий в ее корпусе, а кольцевые секции корпуса компрессора снабжены подвижными дополнительными газосборниками, установленными с наружной стороны с возможностью скольжения, сообщенные с полостью направляющих лопаток через отверстие в кольцевой секции и несущие полые дополнительные цилиндрические стержни, полость которых сообщается с полостями лопаток через отверстия в кольцевых секциях и несущие на своих наружных концах дополнительный реактивный привод, подсоединенный к турбине.

Описание изобретения к патенту

Область техники.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к реактивным двигателям комбинированного типа, предназначенным для летательных аппаратов, совершающим полеты в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей и может быть использовано в их конструкции для повышения летно-технических характеристик.

Уровень техники.

Известен ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа, включающий ракетно-турбинный двигатель, образующий с корпусом и подвижным кожухом двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Внутри центрального тела соосно с ним в укороченном сопле внешнего расширения установлен жидкостный ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, соплом с центральным телом, внутри которого размещены элементы общего турбонасосного агрегата (см. патент РФ №2106511, МКИ F 02 К 9/78, 1998 г.)

Конструкция двигателя обеспечивает многорежимность его работы. Однако сам двигатель имеет большие габариты, вызванные последовательным расположением его агрегатов-компрессора, камер сгорания, турбины и наличием отдельных контуров ГТД и ПВРД, что ограничивает возможности использования двигателя на летательных аппаратах.

Известна «Комбинированная движительная система для летательных аппаратов», включающая секцию ракетного двигателя (РД), секцию воздушного турбореактивного двигателя (ТРД), коаксиально окружающую секцию ракетного двигателя и включающую компрессор и по меньшей мере одну турбину, не зависящую от окружающего воздуха, газогенераторные устройства, вырабатывающие сжатые газы, два клапанных механизма для управления газовыми потоками от газогенераторов. Клапанные механизмы выполнены управляемыми для выборочного направления газов к ракетной камере сгорания или к турбине секции турбореактивного двигателя. Турбина и компрессор ТРД содержат по несколько противоположно вращающихся рабочих дисков, без промежуточных направляющих дисков, при этом каждый рабочий диск турбины образует с рабочим диском компрессора свободный дисковый ротор. Кроме того, ТРД содержит камеру сгорания и газораспределительное устройство ведущее от турбины и компрессора для смешивания сработавших на турбине газов с поступающими потоками наружного воздуха. Рабочие диски турбины имеют турбинные лопатки, а рабочие диски компрессора имеют компрессорные лопатки, при этом турбинные лопатки могут быть выполнены установленными радиально внутрь по отношению к лопаткам компрессора либо радиально наружу.

Кроме того, система содержит дополнительное устройство для подачи топлива для функционирования ТРД в качестве прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а заборник, камера сгорания и тяговое сопло являются общими для обоих режимов работы движителя.

Газогенераторные устройства системы выполнены ориентированными вдоль оси с РД и коаксиально с ТРД. ТРД содержит первое тяговое сопло, РД имеет второе тяговое сопло, при этом первое тяговое сопло снабжено устройством регулирования площади выпускного поперечного сечения.

Система выполнена таким образом, что РД является основным поточным двигателем, для чего одна турбина установлена в протоке от газогенератора до камеры сгорания для привода топливного насоса для его работы (см. патент США №5014508, МКИ F 02 К 9/78, 1991 г.).

Недостатками известной комбинированной движительной системы являются:

- при работе двигателя как ТРД атмосферный воздух не используется для выработки генераторного газа для привода турбины, т.е. требуется дополнительный окислитель;

- при работе двигателя как ТРД атмосферный воздух не используется для охлаждения горячих частей двигателя;

- наличие дополнительных турбин для привода топливных агрегатов для ЖРД;

- наличие клапанных механизмов в высокотемпературных потоках газов из камеры сгорания.

Отмеченные недостатки снижают эффективность движительной системы, приводят к ее усложнению.

Сущность изобретения.

Задачей изобретения является разработка такой конструкции комбинированного реактивного двигателя, которая позволяла бы использование его для летательных аппаратов, совершающих полеты в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей в воздушной атмосфере и в космосе, с повышенной эффективностью,

Кроме того, двигатель должен обладать более высоким к.п.д, обеспечивать вывод на орбиту большей массы платной нагрузки.

Более того, двигатель должен иметь более простую конструкцию, больший ресурс.

Поставленная задача достигается тем, что в соответствии с изобретением в комбинированном реактивном двигателе, включающем силовой корпус, расположенные соосно секцию ракетного двигателя (РД) с топливной системой и камерой сгорания, секцию воздушного турбореактивного двигателя (ТРД) с топливной системой, включающую турбокомпрессор с направляющими лопатками и рабочими колесами, содержащими рабочие компрессорные лопатки и элементы турбины и установленными на подшипниках на корпусе газогенераторного устройства, расположенного по оси секции ТРД и вырабатывающего сжатые газы для турбины, а также дополнительную камеру сгорания и дополнительное устройство для подачи топлива для функционирования ТРД в качестве прямоточного воздушно-реактивного двигателя, первое тяговое сопло ТРД и второе тяговое сопло РД, при этом первое тяговое сопло снабжено устройством регулирования площади поперечного сечения, газогенераторное устройство выполнено в виде камеры сгорания, содержащей корпус в виде круговой конический оболочки, связанной с силовым корпусом и включающей головную донную часть и расширенную открытую заднюю часть, снабженную трубчатой жаровой трубой с форсунками топливной системы, расположенной на срезе выходного сечения турбокомпрессора и сообщающуюся с ним, корпус турбокомпрессора в средней своей части выполнен из кольцевых секций, установленных с зазором друг относительно друга на камере сгорания с помощью направляющих лопаток компрессора и снабжен в хвостовой своей части конусной камерой, имеющей поворотные створки, выполненные с возможностью перекрытия выходного сечения турбокомпрессора, а каждое рабочее колесо турбокомпрессора выполнено из рабочих компрессорных лопаток, связанных между собой по наружным концам кольцевым переходником, а по внутренним концам - кольцевым газосборником, установленным на корпусе камеры сгорания подвижно вокруг нее и снабженным уплотнительными элементами, при этом рабочие компрессорные лопатки выполнены полыми, сообщающимися с внутренним пространством кольцевых газосборников, корпус камеры сгорания выполнен с выходными отверстиями в зоне кольцевых газосборников, а к наружной поверхности кольцевого переходника подсоединены полые цилиндрические стержни, полости которых сообщаются с полостями рабочих компрессорных лопаток, перемещающиеся в зазорах кольцевых секций и несущие на своих наружных концах реактивный привод, образующий турбину и подающий продукты сгорания топлива в кольцевое пространство между корпусом турбокомпрессора и силовым корпусом двигателя.

Кроме того, направляющие лопатки компрессора выполнены полыми, сообщающимися с внутренней полостью камеры сгорания при помощи отверстий в ее корпусе, а кольцевые секции корпуса компрессора снабжены подвижными дополнительными газосборниками, установленными с наружной стороны с возможностью скольжения, сообщенные с полостью направляющих лопаток через отверстия в кольцевой секции и несущие полые дополнительные цилиндрические стержни, полость которых сообщается с полостями лопаток через отверстия в кольцевых секциях, и несущие на своих наружных концах дополнительный реактивный привод, подсоединенный к турбине.

Такое выполнение двигателя позволяет обеспечить полеты летательных аппаратов в широком диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей в атмосфере и космосе. При этом, достигается повышение к.п.д. двигателя, упрощается его конструкция, снижается масса, уменьшается потребность в запасе окислителя на борту летательного аппарата.

Перечень чертежей.

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

- фиг.1 показывает принципиальную схему двигателя в продольном разрезе;

- фиг.2 показывает схему силового корпуса двигателя в продольном разрезе с корпусом камеры сгорания и корпусом турбокомпрессора с направляющими лопатками;

- фиг.3 показывает конструктивное выполнение узла 1 Фиг.1 - установку рабочих лопаток компрессора и направляющих лопаток на корпусе камеры сгорания;

- фиг.4 показывает конструктивное выполнение узла 11 фиг.1 - взаимосвязь рабочих лопаток компрессора и направляющих лопаток с корпусом турбокомпрессора;

- фиг.5 показывает конструктивное выполнение узла 111 фиг.1 - реактивного привода;

- фиг.6 показывает вид Б фиг.5;

- фиг.7 показывает вид А фиг.5.

Осуществление изобретения.

Комбинированный реактивный двигатель (КРД) включает (см. фиг.1) силовой корпус 4, расположенные соосно-последовательно секцию воздушного турбореактивного двигателя (ТРД) 1 с топливной системой, секцию ракетного двигателя (РД) 3 с топливной системой и камерой сгорания. ТРД 1 включает турбокомпрессор 5 с направляющими лопатками и рабочими колесами, установленными на подшипниках на корпусе газогенераторного устройства и содержащими рабочие компрессорные лопатки и элементы турбин, и первое тяговое реактивное сопло 7. Газогенераторное устройство выполнено в виде камеры сгорания 6, расположенной по оси секции ТРД и вырабатывающей сжатые газы для турбины. ТРД 1 выполнен по осевой схеме расположения рабочих колес и направляющих лопаток турбокомпрессора 5 с петлевым направлением движения рабочего газа и радиальным расположением турбокомпрессора 5 и камеры сгорания 6, которые объединены силовым корпусом 4.

Камера сгорания 6 содержит корпус в виде круговой конический оболочки, связанной с силовым корпусом, и включающей головную донную часть и расширенную открытую заднюю часть, снабженную трубчатой жаровой трубой 29 с форсунками топливной системы, расположенной на срезе выходного сечения турбокомпрессора и сообщающуюся с ним.

Ракетный двигатель (РД) выполнен в виде жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) 3 и состоит из камеры сгорания ЖРД 11, второго тягового сопла 12, газогенератора 6, являющегося камерой сгорания ТРД, устройства перекрытия 13 и устройства управления соплом ЖРД 14.

КРД содержит также дополнительную камеру сгорания и дополнительное устройство для подачи топлива для функционирования ТРД в качестве прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В этом случае прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) состоит из прямоточного контура 8, расположенного в пространстве между турбокомпрессором и силовым корпусом 4, с устройством перекрытия 9, дополнительной камеры сгорания 10 и общего реактивного сопла с ТРД 7.

При этом первое тяговое сопло ТРД и второе тяговое сопло РД снабжены устройствами регулирования площади поперечного сечения.

К задней части силового корпуса 4 крепится камера сгорания ПВРД 10, реактивное сопло 7 и ЖРД 3. К передней части силового корпуса 4 крепится устройство перекрытия 9 и створки 18.

Корпус турбокомпрессора в средней своей части выполнен из кольцевых секций 38 (см. фиг.1, 2, 3, 4, 5), установленных с зазором относительно друг друга на камере сгорания с помощью направляющих лопаток 20 компрессора, и снабжен в хвостовой своей части конусной камерой 48, имеющей поворотные створки 15, выполненные с возможностью перекрытия выходного сечения турбокомпрессора.

Каждое рабочее колесо турбокомпрессора выполнено из рабочих компрессорных лопаток 19, связанных между собой по наружным концам кольцевыми переходниками 60, а по внутренним концам - вращающимся кольцевыми газосборниками 54, установленными на корпусе камеры сгорания подвижно вокруг нее и снабженными уплотнительными элементами, при этом рабочие компрессорные лопатки выполнены полыми, сообщающимися с внутренним пространством кольцевых газосборников.

Кроме того, корпус камеры сгорания выполнен с выходными отверстиями в зоне кольцевых газосборников 54, а к наружной поверхности кольцевого переходника 60 подсоединены полые цилиндрические стержни 61, полости которых сообщаются с полостями рабочих компрессорных лопаток. Цилиндрические стержни 61, перемещающиеся в зазорах кольцевых секций 38, несут на своих наружных концах реактивный привод, образующий турбину и подающий продукты сгорания топлива в кольцевое пространство между корпусом турбокомпрессора и силовым корпусом двигателя.

Направляющие лопатки 20 компрессора выполнены полыми, сообщающимися с внутренней полостью камеры сгорания при помощи отверстий в ее корпусе. Кольцевые секции 38 корпуса компрессора снабжены подвижными дополнительными газосборниками 62, установленными с наружной стороны с возможностью скольжения, сообщенными с полостью направляющих лопаток через отверстия в кольцевой секции и несущие полые дополнительные цилиндрические стержни 63, полость которых сообщается с полостями лопаток через отверстия в кольцевых секциях и несущие на своих наружных концах дополнительный реактивный привод, подсоединенный к турбине.

Цилиндрические стержни 61 и дополнительные цилиндрические стержни 63 несут на своих наружных концах камеры газовыпускные 67. Рабочие колеса, соединенные между собой окружными связями 68, образуют роторную часть турбокомпрессора.

Силовой корпус 4 (фиг.2) состоит из собственно корпуса 37, секций корпуса турбокомпрессора 38, радиальных стоек передних 39, спрямляющих лопаток 40, направляющих лопаток турбокомпрессора 20, передней конусной проставки корпуса турбокомпрессора 41, задней конусной проставки корпуса турбокомпрессора 42, конусной проставки 43 корпуса камеры сгорания, секций корпуса камеры сгорания 44, радиальных стоек задних 45, головной донной части камеры сгорания 46, усеченного конусного пояса 47, конусной камеры 48, днища 49, тангенциальных связей 50, кольцевой опоры 51, съемного кока 52, и проставок 53.

Во внутренней части турбокомпрессора (фиг.3) рабочие лопатки 19 соединяются с помощью полок с вращающимся кольцевым газосборником 54, выполненным в виде кольца. Вращающийся кольцевой газосборник 54 устанавливается на подшипники качения 55, которые в свою очередь фиксируются на секции корпуса камеры сгорания 44 с помощью разрезных колец 56, проставок 53 и крышек 58. Подшипники качения 55 защищены от температурного воздействия продуктов сгорания теплоотражательным экраном с лабиринтным уплотнением 57. Секции корпуса камеры сгорания 44 выполнены в виде колец корытообразного профиля с пазами и отверстиями в верхней части для установки направляющих лопаток компрессора 20 и сообщения полых частей лопаток с внутренним объемом камеры сгорания 6. Камера сгорания (6) состоит из набора секций корпуса 44 и трубчатой жаровой трубы 29. Секции стыкуются между собой с помощью проставок 53, образуя целую конусную оболочку, к внутренней поверхности которой крепится трубчатая жаровая труба 29. Проставка 53 представляет собой кольцо корытообразного профиля, полками которого соединяются секции корпуса камеры сгорания. В основании профиля имеются сквозные отверстия с шагом "S", через которые продукты сгорания поступают во вращающийся кольцевой газосборник 54. Секция корпуса камеры сгорания, расположенная под первым рабочим колесом турбокомпрессора, соединяется с донной частью 46 камеры сгорания, которая выполнена в виде сплошного диска.

Проставка первого рабочего колеса турбокомпрессора 57 соединяется с дисковой цапфой (фиг.1, поз.33), через которую производится отбор и прием механической мощности на потребители (насосы, стартер-генератор). Цапфа устанавливается в подшипник качения, устанавливаемый в кольцевую проставку (фиг.2, поз.51) силового корпуса (фиг.1, поз.4).

Направляющие лопатки компрессорной части турбокомпрессора (фиг.3, поз.20) своими внутренними концами с помощью полок крепятся к пазам секции корпуса камеры сгорания. В пазах секции корпуса камеры сгорания имеются сквозные отверстия с шагом "S", через которые продукты сгорания поступают в полые направляющие лопатки. Головная секция наружного корпуса камеры сгорания 44 соединяется с кольцевой проставкой (фиг.2, по.43), через которую с помощью радиальных стоек задних (фиг.2, поз.45) конусная оболочка консольно крепится к корпусу (фиг.2, поз.37). На кольцевой проставке (фиг.2, поз. 43) фиксируются оси поворотных лопаток (фиг.1, поз.15. Наружными концами (фиг.4) рабочие компрессорные лопатки турбокомпрессора 19 с помощью полок 59, соединяются с нижней частью кольцевого переходника 60, выполненного в виде кольца корытообразного профиля. К верхней части кольцевого переходника (фиг.4, поз.60) крепятся цилиндрические стержни 61, через полые части которых продукты сгорания поступают в камеры газовыпускные (фиг.5, поз.67) реактивного привода (фиг.1, поз.21). Направляющие лопатки турбокомпрессора (фиг.4, поз.20) наружными концами с помощью полок 73 стыкуются с внутренней поверхностью секции корпуса турбокомпрессора 38. Секция выполнена в виде кольца корытообразного профиля с пазами для установки направляющих лопаток 20 с шагом "S". На внутренней поверхности кольца имеется проточка сложной конфигурации для крепления вставок с истираемой поверхностью 65 и колец фиксирующих 66. В пазах кольца имеются сквозные отверстия для сообщения полых частей направляющих лопаток турбокомпрессора 20 с внутренним объемом камеры сгорания 6.

С наружной поверхностью секции корпуса турбокомпрессора 38 контактирует вращающийся дополнительный газосборник (фиг.4, поз.62) с полыми дополнительными цилиндрическими стержнями 63, через которые продукты сгорания поступают в камеры газовыпускные 67 дополнительного реактивного привода. Дополнительные цилиндрические стержни 63 соединяются с дополнительным газосборником с помощью полок (64).

Последняя секция корпуса турбокомпрессора соединена с конусной проставкой (фиг.2, поз.42) для фиксации осей поворотных лопаток (фиг.1, поз.15). Конусная проставка (фиг.2, поз.42) стыкуется с конусной камерой 48 и, через радиальные стойки задние 45, с корпусом 37.

Кольцевые переходники (фиг.4, поз.60) и вращающиеся дополнительные газосборники 62 имеют лабиринтные уплотнения гребешкового типа, а на сопрягаемые с ними поверхности секций внутреннего корпуса турбокомпрессора 38 установлены вставки 65 с истираемой поверхностью. Вставки 65 фиксируются кольцами 66.

Реактивный привод (фиг.1, поз.21) представляет собой конструкцию (фиг.5), состоящую из последовательно соединенных камер газовыпускных 67, соединенных между собой окружными связями 68. Камера газовыпускная (фиг.5, поз.67) выполнена в виде тора овального сечения, к боковым поверхностям которого с помощью фланцев крепятся насадки 69 и окружные связи 68. К нижней поверхности газовыпускных камер 67 подсоединены: цилиндрические стрежни 61, образуя реактивный привод, и дополнительные цилиндрические стрежни 63, образуя дополнительный реактивный привод. Реактивный и дополнительный реактивный привод связаны между собой, однако могут быть независимыми. Окружные связи 68 выполнены в виде полых овальных стержней.

Насадка 69 состоит из корпуса 70 и сопла 71. Сопло 71 устанавливается в корпус 70 под углом в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Количество насадок определяет мощность реактивного привода.

Камера сгорания ПВРД (фиг.1, поз.10) представляет собой форсажно-прямоточную камеру сгорания, внутренний тракт которой образован корпусом (фиг.2, поз.1), задней конусной проставкой внутреннего корпуса турбокомпрессора (фиг.2, поз.5), конусной камерой (фиг.2, поз.12) и наружным корпусом камеры (фиг.1, поз.31). Во внутренней полости камеры размещаются топливные коллекторы с форсунками дополнительного устройства для подачи топлива.

Камера сгорания ЖРД (фиг.1, поз.11) цилиндрической формы крепится к днищу (фиг.2, поз.13) силового корпуса (фиг.1, поз.4) с помощью головной части и подкосов (фиг.1, поз.30). В головной части камеры сгорания размещается топливные и окислительные коллекторы с форсунками.

Сопло ЖРД (фиг.1, поз.12) створчатой конструкции. Створки сопла шарнирно связанны с цилиндрической частью камеры сгорания ЖРД (фиг.1, поз.11), а через шарнирно закрепленные тяги (фиг.1, поз.17) жестко связаны со створками (фиг.1, поз.16) устройства управления соплом ЖРД (фиг.1, поз.14).

В закрытом положении створки сопла ЖРД 12 образуют замкнутый конус, а в открытом - сверхзвуковое сопло ЖРД. Створки 16 устройства управления соплом ЖРД с одной стороны шарнирно соединены с наружным корпусом камеры сгорания ПВРД 31, с другой стороны шарнирно соединены со створками 23 устройства управления площадью выходного сечения сопла ТРД 22.

Топливная система двигателя состоит из системы подачи основного топлива и системы подачи пускового топлива.

Система подачи основного топлива состоит из насосов 34, регуляторов расхода: ТРД 24, ПВРД 25, ЖРД 28, топливных коллекторов с рабочими форсунками, перекрывных кранов и фильтров. Насосы 34 состоят из насоса низкого (подкачивающего) и высокого давлений, которые приводятся от рабочего колеса первой ступени компрессора.

Система подачи пускового топлива состоит из насоса с приводом от электродвигателя, топливного коллектора с пусковыми форсунками, перекрывного крана и фильтра.

Система подачи окислителя состоит из насосов 36, муфты 26, регуляторов расхода 27, 28, коллекторов с форсунками, перекрывных кранов и фильтров. Насосы 36 состоят из насоса низкого (подкачивающего) и высокого давлений, которые приводятся от рабочего колеса первой ступени компрессора.

Работа двигателя в режиме ТРД определяется следующим положением исполнительных элементов:

- устройство перекрытия 9 устанавливает шарнирно закрепленные створки 18 в крайнее верхнее положение, перекрывая доступ атмосферного воздуха в прямоточный контур 8;

- устройство перекрытия 13 устанавливает поворотные лопатки 15 во флюгерное положение, открывая доступ атмосферного воздуха в камеру сгорания 6;

- устройство управления соплом ЖРД 14 переводит шарнирно закрепленные створки сопла 16 в положение минимального диаметра, закрывая тем самым через шарнирно закрепленные тяги 17 створки сопла ЖРД 12.

Запуск ТРД на земле производится путем раскрутки турбокомпрессора 5 электростартером-генератором 35 с одновременной подачей электронапряжения на свечи зажигания, пускового топлива и кислорода в камеру сгорания 6. С помощью рабочих 19 и направляющих 20 лопаток компрессорной части турбокомпрессора атмосферный воздух сжимается и поступает в камеру сгорания, в которой, в результате его химического взаимодействия с топливом (горение), образуются продукты сгорания. Продукты сгорания из камеры сгорания поступают через полые рабочие 19 и направляющие 20 лопатки компрессорной части турбокомпрессора 5 в реактивный привод 21, в которомреактивной силой их истечения из реактивных сопел создается крутящий момент. Отработанный в реактивных соплах реактивного привода газ поступает в прямоточный контур 8 и далее в реактивное сопло 7, площадь выходного сечения которого регулируется устройством управления 22 с шарнирно закрепленными створками 23. Топливо в камеру сгорания 6 подается основным топливным насосом, имеющим привод от рабочего колеса первой ступени турбокомпрессора, и регулируется регулятором расхода 24.

Работа двигателя в режиме ПВРД определяется следующим положением исполнительных элементов:

- устройство перекрытия 9 устанавливает шарнирно закрепленные створки 18 в крайнее нижнее положение, открывая доступ атмосферного воздуха в прямоточный контур 8 и частично перекрывая его доступ в компрессорный контур турбокомпрессора;

- положение остальных исполнительных органов соответствует работе двигателя в режиме ТРД.

Атмосферный воздух поступает в прямоточный контур 8, в котором он сжимается за счет его кинетической энергии. Задросселированный створками 18 атмосферный воздух сжимается в компрессорном контуре турбокомпрессора, вступает в химическую реакцию с топливом в камере сгорания 6 и образует продукты сгорания. Продукты сгорания поступают в реактивный привод, который создает крутящий момент, необходимый для вращения рабочих колес турбокомпрессора, основного топливного насоса и электрогенератора. Из прямоточного контура смесь атмосферного воздуха и продуктов сгорания поступает в камеру сгорания 10, где, взаимодействуя с топливом, образует продукты сгорания, которые поступают в реактивное сопло 7, площадь выходного сечения которого регулируется элементами 22 и 23. Топливо в камеры сгорания 6 и 10 подается основным топливным насосом и регулируется регуляторами расхода 24 и 25.

Работа двигателя в режиме ЖРД определяется следующим положением исполнительных элементов:

- устройство перекрытия 9 устанавливает шарнирно закрепленные створки 18 в крайнее верхнее положение, перекрывая сообщение прямоточного контура с внешней средой;

- устройство перекрытия 13 устанавливает поворотные лопатки 15 в положение, перекрывающее сообщение камеры сгорания 6 с компрессорным контуром турбокомпрессора;

- устройство управления соплом ЖРД 14 переводит шарнирно закрепленные створки сопла 16 в положение, при котором шарнирно закрепленные тяги 17 полностью открывают створки сопла ЖРД 12. В данном положении внутренний контур створок сопла 12 образуют профиль сверхзвукового сопла.

Параллельно с камерой 3 работает камера 6, в которой вырабатывается генераторный газ для питания реактивного привода, создающего крутящий момент, необходимый для привода электрогенератора, топливного и окислительного насосов.

Топливо и окислитель в камеры 3 и 6 подаются основным топливным насосом 24 и насосом окислителя 36, который включается через муфту 26. Расход топлива и окислителя регулируется регуляторами расхода 27, 28, 32.

Отработанный в реактивном приводе генераторный газ инжектируется из прямоточного контура в окружающую среду с помощью газовой струи, вытекающей из сопла ЖРД 12.

Предлагаемый комбинированный реактивный двигатель по сравнению с известным имеет следующие преимущества:

1. Повышение КПД рабочего процесса ТРД за счет уменьшения мощности, затрачиваемой на обдув горячих частей ТРД классической схемы и использования воздуха, охлаждающего горячие части предлагаемой конструкции в окислительном процессе камеры сгорания.

2. По сравнению с ракетно-турбинным двигателем при полете в атмосфере для выработки генераторного газа в качестве окислителя используется атмосферный воздух (вместо окислительного компонента ракетного топлива), что позволяет увеличить полезную нагрузку летательного аппарата или продолжительность его полета в безвоздушном пространстве.

3. Не требует дополнительной турбины для привода топливных насосов ЖРД.

Предлагаемый комбинированный реактивный двигатель реализуется с помощью существующих известных технологий и может быть использован в летательных аппаратах различного назначения.