экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно- реактивный двигатель

Формула изобретения

1. Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами, отличающийся тем, что топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под углом

где Мн - число Маха в набегающем потоке,

к продольной оси ГПВРД, при этом выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами, один из которых сообщается с системой подачи холодного топлива и с внутренней полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона, а другой сообщается с системой подачи подогретого в каналах охлаждения стенок камеры сгорания топлива и с инжекторами, причем первый коллектор сообщается с внутренней полостью передней кромки через форсунки ударно-струйного охлаждения.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что боковые пилоны выполнены съемными.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камере сгорания установлены сменные профилированные вставки для разных типоразмеров ГПВРД.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД) для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Серьезным препятствием в разработке реальных ГПВРД является организация эффективного сгорания топлива в сверхзвуковом потоке воздуха внутри камеры сгорания.

Известен ГПВРД осесимметричной конфигурации по патенту США №3974648 от 1976 г. (United Technologies), рассчитанный на диапазон чисел Маха Мп=3-12. Расширение диапазона чисел Маха достигается перемещением наружной обечайки двигателя вдоль оси двигателя. Подача топлива осуществляется со стенки центрального тела через струйные форсунки. Недостатком известного решения является то, что не обеспечивается высокая полнота сгорания топлива при увеличении размеров двигателя до требуемых для реального гиперзвукового летательного аппарата. Кроме этого, необходимость введения в конструкцию двигателя механизма перемещения обечайки закрывает возможность применения такого двигателя в реальном ГЛА.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является двигатель по а.с. №2117807, который содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Проточный тракт камеры сгорания в поперечном сечении имеет прямоугольную форму и изменяемую геометрию верхней стенки вдоль оси двигателя. Такая форма проточного тракта является наиболее предпочтительной с точки зрения компоновки на летательном аппарате в виде многомодульной двигательной установки. Применение в прототипе изменяемой геометрии верхней стенки, на первый взгляд, кажется повышает эффективность двигателя с помощью регулирования продольного профиля камеры сгорания соответственно скорости и высоте полета. Однако значительное усложнение конструкции ГПВРД и введение дополнительных механических систем регулирования сводит к нулю предполагаемое повышение эффективности и существенно увеличивает затраты на доводку двигателя.

Поэтому техническим результатом данного предложения является экспериментальный ГПВРД с прямоугольной конфигурацией камеры сгорания, обеспечивающей высокую эффективность рабочего процесса, устойчивость процесса горения во всем диапазоне режимов эксплуатации, высокую стабильность и динамику процесса воспламенения.

Эта цель достигается тем, что топливная система экспериментального ГПВРД содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонировано под углом стреловидности к продольной оси камеры сгорания, при этом выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя. Боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами, один из которых сообщается с системой подачи холодного топлива и с внутренней полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона, а другой сообщается с системой подачи подогретого в системе охлаждения стенок камеры топлива и с инжекторами.

На фиг.1 изображена боковая проекция экспериментального ГПВРД, на фиг.2 показан вид спереди на экспериментальный ГПВРД, на фиг.3 показано сечение А-А по стенке камеры, на фиг.4 показано сечение Б-Б бокового топливного пилона, на фиг.5 показана схема подвода топлива.

Экспериментальный ГПВРД состоит из воздухозаборника 1, изолятора 2, выравнивающего поток, камеры 3 сгорания, горловины 4 сопла и сопла 5.

В воздухозаборнике 1 смонтирован центральный топливный пилон 6 параллельно боковым стенкам. На боковых стенках камеры 3 сгорания установлены боковые топливные пилоны 7 перпендикулярно плоскости стенки. На нижней стенке камеры сгорания вблизи задней кромки центрального топливного пилона расположен воспламенитель 8. На стенках всех секций установлены датчики давления 9 и датчики температуры 10.

ГПВРД устанавливается на тягоизмерительное (не показано) устройство с помощью силового пилона 11. В камере сгорания устанавливаются металлические вкладыши 12. Штуцер 13 подвода холодного топлива соединен с коллектором 14, который через форсунки 15 ударно-струйного охлаждения соединен с полостью 16 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17, бокового топливного пилона 7. Полость 16 ударно-струйного охлаждения соединена с камерой 3 сгорания каналами 18, которые выполнены на боковой стенке бокового топливного пилона 7. Штуцер 19 подвода подогретого топлива соединен с коллектором 20 подачи топлива в камеру 3 сгорания через инжекторы 21.

Топливный бак 22 соединен с системой охлаждения 23 камеры сгорания 3, которая в свою очередь соединена со штуцером 19, также топливный бак 22 соединен через штуцер 13 с коллектором 14 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17.

В процессе испытания ГПВРД воздух при заданных температуре, давлении и скорости подается в пространственный воздухозаборник 1 экспериментального двигателя. В воздухозаборнике 1 воздух сжимается и направляется в камеру 3 сгорания, где обтекает топливные пилоны 7.

Топливо подается в топливные пилоны через штуцер 13 в коллектор 14 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17, куда поступает холодное топливо непосредственно из стендового топливного бака 22, а по другой магистрали через штуцер 19 в топливные инжекторы 21 подается подогретое топливо после системы 23 охлаждения стенок камеры 3 сгорания.

Далее все топливо из полости 16 ударно-струйного охлаждения и инжекторов 21 вводится в воздушный поток, обтекающий пилоны 6 и 7, смешивается с воздухом и сгорает. В камере 3 сгорания повышается давление и температура продуктов сгорания, истекающих через сопло 5 и создающих тягу двигателя, которая передается на тягоизмерительное устройство (не показано) через силовой пилон 11 (см. фиг.1).

В предлагаемом экспериментальном ГПВРД продольный профиль проточного тракта выбран из условия максимальной эффективности полета при числе Маха Мн=10. Учитывая, что рабочий диапазон реального ГПВРД по числам Маха составляет Мн=6-14, были предусмотрены специальные металлические вкладыши 12 (см. фиг.1), с помощью которых можно адаптировать геометрию проточного тракта в соответствии с различными числами Маха полета.

Упомянутые боковые топливные пилоны 7 выполняют функции инжекции топлива в камеру сгорания и стабилизации пламени в зоне обратных токов за задним срезом этих пилонов. В предлагаемом экспериментальном ГПВРД боковые топливные пилоны 7 выполнены съемными. Благодаря этому в процессе испытаний можно изменять число и расположение пилонов, а также проводить сравнительные исследования эффективности различных конструкций пилонов. Эшелонированное расположение топливных пилонов на боковых стенках камеры сгорания связано с необходимостью уменьшения аэродинамического сопротивления камеры и частичного торможения потока газа при сохранении сверхзвуковой скорости потока по всему сечению камеры сгорания. Угол эшелонирования пилонов (на фиг.1 это угол ) выбирается из условия непопадания фронта косого скачка уплотнения от головного пилона на передние кромки следующих пилонов и выражается зависимостью:

где Мн - число Маха в потоке, набегающем на головной пилон.

Так как изменять конфигурацию расположения пилонов в реальном двигателе весьма сложно, то обычно выбирают в качестве расчетного при проектировании режим с максимальной скоростью полета, т.е. с наибольшим значением Мн.

Электровоспламенитель 8 расположен на нижней панели камеры сгорания вблизи заднего торца центрального топливного пилона 6 таким образом, чтобы ось струи из крайнего инжектора центрального пилона пересекалась с осью струи ионизированного газа из воспламенителя вблизи выходного сечения форкамеры воспламенителя. При этом реализуется процесс пламяпереброса от крайнего инжектора центрального пилона на соседние инжекторы того же пилона и далее на боковые пилоны от центра камеры сгорания.