прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Формула изобретения

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, системы подачи топлива и зажигания, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель, включающий кожух камеры сгорания, систему подачи топлива, воспламенительное устройство и сопло, отличающийся тем, что полость, образованная кожухом камеры сгорания стартового двигателя и фронтовая часть жаровой трубы, установленной в этой полости, выполнены герметичными, причем система подачи топлива выполнена с возможностью подачи и распыления воды в полость кожуха и с возможностью подачи и распыления смеси электролита (водного раствора электролита) и топлива, через форсунку с кавитатором в фронтовую герметичную часть жаровой трубы, при этом воспламенительное устройство выполнено в виде электродов вольтовой (электрической) дуги, электроды которой, с возможностью подачи на них постоянного электрического тока, зажигания и тушения вольтовой дуги и с возможностью диссоциации, ионизации, воспламенения и превращения в плазму проходящих через зону горения вольтовой дуги паров смеси, установлены в фронтовой герметичной части жаровой трубы.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что один из электродов выполнен подвижным при зажигании вольтовой дуги, другой выполнен соплом.

3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что электроды вольтовой дуги выполнены с каталитическими свойствами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в качестве силовых установок летательных аппаратов со сверхзвуковым полетом.

Известен комбинированный ракетно-космический прямоточный двигатель, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой размещен отстреливаемый после взлета двигатель /Патент РФ №2015390, F02К 7/18, 30.08.1994 г./ [1].

Недостатком известного двигателя является невозможность его многократного использования в качестве силовой установки летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является авиационный газотурбинный двигатель, содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор и воздушно-реактивный прямоточный двигатель, установленный внутри полого ротора турбокомпрессора /Патент РФ №2162957, F02К 7/16, 10.02.2001 г./ [2].

Недостатком ближайшего аналога является сложность, громоздскость конструкции и сравнительно низкая скорость полета из-за перегрева воздуха при торможении его в воздухозаборнике турбокомпрессорного агрегата.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в повышении эффективных показателей двигателя.

Поставленная задача решается тем, что в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, системы подачи топлива и зажигания, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель, включающий кожух камеры сгорания, систему подачи топлива, воспламенительное устройство и сопло, согласно изобретению полость, образованная кожухом камеры сгорания стартового двигателя, и фронтовая часть жаровой трубы, установленной в этой полости, выполнены герметичными. Система подачи топлива выполнена с возможностью подачи и распыления воды - чистой природной воды в полость кожуха и с возможностью подачи и распыления смеси электролита /водного раствора электролита/ и топлива, например метилового спирта, через форсунку с кавитатором, например местное сужение ее канала, в фронтовую герметичную часть жаровой трубы. При этом воспламенительное устройство выполнено в виде электродов вольтовой /электрической/ дуги, электроды которой, с возможностью подачи на них постоянного электрического тока, зажигания и тушения вольтовой дуги и с возможностью диссоциации, ионизации, воспламенения и превращения в плазму проходящих через зону горения вольтовой дуги паров смеси, установлены в фронтовой герметичной части жаровой трубы. Причем один из электродов может быть выполнен подвижным, например перемещаемым электромагнитом при зажигании вольтовой дуги, другой может быть выполнен соплом. Электроды вольтовой дуги также могут быть выполнены с каталитическими свойствами, например напиленными платиновой чернью.

Сущность изобретения схематично показана на чертежах, где: на фиг.1 дан общий вид двигателя; на фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.

Пример выполнения предлагаемого решения.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус 1, входное устройство 2 с центральным телом 3, камеру сгорания 4, системы подачи топлива и зажигания /не показаны/, сопловое устройство 5, размещенный по периметру корпуса стартовый двигатель 6, включающий герметичную полость 7, образованную кожухом 8 камеры сгорания 9, установленную в этой полости жаровую трубу 10 с герметичной фронтовой частью 11, зоной смешения 12 и сопло 13, систему подачи топлива в виде распылителя 14 подачи и распыления воды в герметичную полость кожуха камеры сгорания и форсунку 15 с кавитатором /не показано/ подачи и распыления смеси водного раствора электролита и топлива, например спирта в герметичную фронтовую часть жаровой трубы, воспламенительное устройство в виде электродов 16 и 17 вольтовой /электрической/ дуги, которые с возможностью подачи на них постоянного тока, зажигания и тушения вольтовой дуги, установлены в герметичной фронтовой части жаровой трубы. При этом один из электродов - катод 16 выполнен подвижным, например перемещаемым электромагнитом 18 при зажигании вольтовой дуги, другой - анод 17 выполнен соплом и оба электрода выполнены с каталитическими свойствами, например напиленными платиновой чернью.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом.

Для пуска двигателя в работу и старта летательного аппарата на электроды, например катализаторы 16 и 17 вольтовой дуги, подают постоянный электрический ток и включением электромагнита 18 производят кратковременное касание концом катода 16 к аноду 17 и зажигают вольтовую дугу. После этого через форсунку 15 с кавитатором, например, под избыточным давлением 2 МПа в герметичную фронтовую часть 11 жаровой трубы 10 подают и распыляют смесь электролита, например водного раствора едкого калия, и топлива, например метилового спирта. В кавитаторе форсунки 15 смесь, благодаря кавитации, частично диссоциирует, ионизируется и ее капельки тончайше распыливаются. Затем эта смесь, охлаждая электроды-катализаторы 16 и 17, превращается в пар и за счет протекания постоянного тока через электролит еще диссоциирует и ионизируется, реакция диссоциации при этом ускоряется наличием катализатора. После чего смесь с тем же избыточным давлением поступает в зону горения вольтовой дуги и под ее воздействием окончательно диссоциирует, ионизируется, воспламеняется и, превращаясь в плазму, с температурой порядка 6000°С выходит через сопло-анод 17 в зону смешения 12 жаровой трубы 10. В герметичную полость 7, образованную кожухом 8, через распылитель 14 также под избыточным давлением 2 МПа подают и распыляют чистую природную воду, которая охлаждает стенки жаровой трубы 10, сама превращается в водяной пар и затем через отверстия в стенках жаровой трубы 10 поступает в ее зону смешения 12. Поступающий в зону смешения 12 водяной пар обдуванием охлаждает сопло-анод 17, изолирует стенки жаровой трубы 10 от выходящих из сопла 17 высокотемпературных /порядка 6000°С/ продуктов горения - плазмы и, смешиваясь с этой плазмой, нормализует ее температуру до приемлемого для работы сопловой части 13 значения. Далее полученное таким образом рабочее тело поступает в сопло 13 и срабатывается для получения реактивной тяги стартового двигателя. После взлета летательного аппарата и достижения им необходимой высоты и скорости полета производят запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, элементы которого установлены в корпусе 1. Дальнейший полет летательного аппарата происходит либо с участием одного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, либо с одновременным участием двух двигателей. Посадку летательного аппарата и его полет на скоростях ниже сверхзвуковых осуществляют при работе одного стартового двигателя 6.

Предлагаемый прямоточный воздушно-реактивный двигатель в производстве прост, в эксплуатации высокоэкономичен. Он позволяет использовать достоинства обоих двигателей и существенно повысить все показатели летательных аппаратов. Найдет широкое применение для установки на различных летательных аппаратах.