прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата

Формула изобретения

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата, содержащий последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, вход которой совмещен с трактом подачи воздуха, и газогенератор, выход которого соединен топливным трактом с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания, отличающийся тем, что двигатель снабжен переходной зоной в виде камеры постоянного сечения, размещенной за камерой сгорания, по меньшей мере, один инжектор размещен в конце камеры сгорания, а формируемая им топливная струя имеет на выходе сверхзвуковую скорость с составляющей встречной основному потоку газов, образуя сопло Лаваля в виде свободного пограничного слоя между основным потоком и топливно-воздушными струями, при этом стенки камеры сгорания выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 5-15°.

2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что воздухозаборник и камера сгорания выполнены двухконтурными, причем первый из контуров камеры сгорания совмещен с топливным трактом и выполнен сужающимся в направлении кормы летательного аппарата, а второй контур камеры сгорания выполнен, соответственно, расширяющимся.

3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что стенка, разделяющая камеру сгорания на первый и второй контуры, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием.

4. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор выполнен в виде шашки открытого нормального горения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей (ВРД) (реактивной техники) и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности полета сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Известен аналог предложенного - прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата [1] (RU №2125172), содержащий последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с реактивным соплом, а также газогенератор, выход которого соединен топливным трактом с входом инжектора - форсунки, направляющей из газогенератора продукты разложения или неполного горения топлива в камеру сгорания, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа. При этом форсунки размещены в начале камеры сгорания, а оптимальную геометрию соплового контура формируют с помощью отверстий, регулирующих поступление дополнительного потока воздуха в камеру сгорания.

Основной недостаток аналога [1] состоит в наличии механически регулируемого твердотельного сопла Лаваля и в неоптимальном режиме процесса перемешивания топлива с воздушным потоком и его горения. Это связано с высокой спутной скоростью течения воздушного и топливного потоков в камере сгорания, при которой обеспечение необходимого времени для протекания химических реакций горения требует увеличения длины камеры сгорания. При этом увеличиваются массогабаритные параметры твердотельного сопла и камеры, стоимость, энергопотребление ЛА, снижается его надежность, маневренность (из-за наличия твердотельных шарнирных регуляторов) и экономичность.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель [2] (US Pat №5,085,048 от 04.02.92 N.Cl. 60/768), принятый в качестве прототипа и содержащий последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с соплом Лаваля, а также газогенератор, выход которого соединен топливопроводом с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа.

Кроме того, форсунки размещены в начале камеры сгорания, а оптимальную геометрию сужающейся части соплового контура или геометрию ядра основного тормозящегося сверхзвукового воздушного потока камеры сгорания постоянного сечения прототипа [2] формируют с помощью границы «горящих» пристеночных и/или свободных погранслоев дозвукового горения, образуемых при введении топлива в переднем сечении или вдоль камеры «сверхзвукового» сгорания гиперзвукового прямоточного воздушного реактивного двигателя (ГПВРД).

Сечение ядра сверхзвукового воздушного потока, «зажатого» между указанными границами и противоположной стенкой камеры сгорания, сужается, как в сопле Виташинского, а скорость ядра сверхзвукового воздушного потока при этом уменьшается до скорости, близкой к скорости звука в конце камеры, т.е. с числом Маха, близким к единице. Затем имеющий в среднем околозвуковую скорость поток конечных продуктов сгорания направляют в расширяющуюся без сужения твердотельную часть сопла Лаваля, вдоль оси которого скорость потока увеличивается до сверхзвуковых величин чисел Маха (М>1). В результате сверхзвуковая часть потока отдает свой импульс твердотельному соплу Лаваля. Следует, однако, учесть, что в прямоточной камере «сверхзвукового» сгорания постоянного сечения достигнутый угол сужения негорящего ядра воздушного и газового потока обычно невелик (менее 5 градусов), поэтому полное сгорание и соответственно торможение скорости до звукового значения требует достаточно протяженной длины камеры сгорания, что повышает весогабаритные характеристики ГПВРД. Кроме того, в камере постоянного сечения устройства прототипа нельзя выделить всю химическую энергию стехиометрического соотношения воздуха с топливом, что приводит к дополнительному ухудшению характеристик ГПВРД - снижению возможного энергоподвода (полезной мощности) и абсолютной величины реактивной силы. Это является главным недостатком способа-прототипа.

Итак, недостаток способа-прототипа [2] состоит в ухудшении следующих характеристик:

- абсолютной величины реактивной силы;

- возможного максимального энергоподвода (максимальной полезной мощности);

- эффективности (коэффициента полезного действия (КПД));

- экономичности;

весогабаритных характеристик;

моментных характеристик ЛА с твердотельным (стальным) соплом Лаваля при разных (нерасчетных) числах Маха полета;

стабильности работы двигателя ЛД;

- надежности;

- стоимости;

- маневренности.

Соответственно требуемый при реализации устройства технический результат состоит в устранении вышеуказанных недостатков.

На фиг.1 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

На фиг.2 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с двухконтурными воздухозаборником и камерой сгорания.

На фиг.3 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с отверстиями в стенке.

На фиг.4 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с объединенными контурами.

На фиг.1-4 использованы следующие условные обозначения составных элементов: 1 - воздухозаборник; 2 - камера сгорания; 3 - зона горения (факел пламени); 4 - переходная зона; 5 - сопло Лаваля; 6 - газогенератор; 7 - топливопровод; 8 - инжектор; 9 - тракт подачи воздуха; 10 - перепускное отверстие воздуха из второго контура в камеру первого контура; 11 - воздушный поток второго контура камеры с начальной скоростью V₂; 12 - поток топливных газогенераторных газов; 13 - средняя граница ядра сверхзвукового воздушного потока и факела пламени; 14 - поток топливно-воздушной смеси; 15 - ступень (уступ); 16 - перепускное отверстие топливно-воздушной смеси из первого контура камеры во второй контур; 17 - зона рециркуляции;

На фиг.1 представлена схема предлагаемого устройства (по п.1 формулы), где показано, что предлагаемое устройство содержит последовательно размещенные воздухозаборник 1 и камеру сгорания 2, выход которой через переходную зону 4 (камеру дожигания и обратного псевдоскачка) связан с соплом Лаваля 5, а также газогенератор 6, выход которого соединен топливопроводом 7 (трактом подачи, например, газифицированного топлива) с входом инжектора 8 формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания 2, причем, по меньшей мере, один инжектор 8 размещен в конце камеры сгорания 2, а формируемая им топливная струя 12 имеет на его выходе сверхзвуковую скорость. Стенки камеры сгорания выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, предпочтительно 5-15°. Формируемая инжектором 8 топливная струя 12 имеет составляющую в направлении, противоположном скорости ядра потока газов на выходе камеры сгорания 2, переходная зона 4 выполнена в виде камеры постоянного сечения, а сопло Лаваля 5 выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной 4 и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем.

На фиг.2 показано, что воздухозаборник и камера сгорания выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания совмещен с потоком газогенераторных струй и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА.

На фиг.3 показано, что стенка, разделяющая воздушный 9 и топливный 7 тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием 10.

На фиг.4 показано, что первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор 6 выполнен в виде шашки открытого нормального горения.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата содержит последовательно размещенные воздухозаборник 1 и камеру сгорания 2, выход которой через переходную зону 4 связан с соплом Лаваля 5, а также газогенератор 6, выход которого соединен топливопроводом 7 с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания.

При этом, по меньшей мере, один инжектор 8 (реализуемый, например, в виде форсунки) размещен в конце камеры сгорания 2, а формируемая им топливная струя 12 имеет на его выходе сверхзвуковую скорость.

Кроме того, формируемая им топливная струя 12 имеет составляющую в направлении, противоположном скорости ядра потока газов на выходе камеры сгорания 2, переходная зона 4 выполнена в виде камеры постоянного сечения, а сопло Лаваля 5 выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем.

Кроме того, стенки камеры сгорания 2 выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, предпочтительно 5-15°.

Кроме того, стенка, разделяющая воздушный 9 и топливный 7 тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием 10.

Кроме того, воздухозаборник 1 и камера сгорания 2 выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания 2 совмещен с потоком газогенераторных струй 12 и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА. Кроме того, первый и второй контуры камеры сгорания 2 совмещены, причем расширение второго контура камеры сгорания 2 осуществляется ступенчато, а газогенератор 6 выполнен в виде шашки открытого нормального горения.

Итак, рассмотрим работу предлагаемого устройства, выполненного по схеме фиг.1.

Работа предлагаемого устройства, как и прототипа, основана на том, что в камеру сгорания 2 направляют поток 11 воздуха с выхода воздухозаборника 1 ЛА.

Камеру 2 выполняют, например, постоянного сечения (фиг.1). В камеру 2 с определенной скоростью направляют струи 12 генераторного газа, производимого газогенератором 6. Характеристики (направление и скорость) указанных струй 12 выбирают из условия оптимизации геометрии соплового контура, формируемого в камере сгорания 2. Эти струи 12 создают зону циркуляционного перемешивания продуктов горения, с помощью которой граница ядра сверхзвукового потока оттесняется от внутренней (нижней на фиг.1) стенки камеры 2, образуя конического вида объем, сужающийся по ходу движения воздушно-топливной смеси, эквивалентный сужающемуся твердотельному контуру сопла Виташинского. При этом основной воздушный поток 11 «зажимают» между границей 13 указанного свободного погранслоя и внешней (верхней на фиг.1) стенкой камеры 2. Сужающуюся часть границы потока воздушно-топливной смеси 13 можно условно назвать соплом Виташинского, которое обычно имеется в известных ВРД.

Таким образом обеспечивают оптимальную геометрию основного воздушного потока 11, необходимую для его сужения, дросселирования и торможения ядра указанного потока до значения числа Маха М=1 в критическом конечном сечении на выходе сопла Виташинского. Как известно, это необходимо для создания максимальной реактивной силы при дальнейшем сверхзвуковом разгоне ядра основного газового потока на выходе сопла Лаваля 5. Сопло Лаваля 5 может быть выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной 4 и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем, что позволяет сохранить оптимальную геометрию сверхзвукового потока при исключении сил трения и массы конструктивного твердотельного элемента - сопла Лаваля.

При этом обеспечивается возможность эффективной работы сопла Лаваля 5 и получение требуемой величины тяги ВРД. Важно отметить, что сопло Виташинского в рассмотренном случае формируется теплогазодинамической структурой потока 12 генераторного газа. Увеличивая скорость истечения струй потока 12, удается обеспечить необходимый эффект (создать оптимальную геометрию границы 13 ядра сверхзвукового потока) при существенном снижении расхода топлива. В вариантах устройства, представленных на фиг.1-4, взаимодействие воздушного потока 11 и потока генераторных газов 12 приводит к образованию локальных вихрей, в которых происходит интенсивная гомогенизация воздушно-топливной смеси и ее горение. Затем встречное взаимодействие струй потока 14 воздушно-топливной смеси со сверхзвуковым течением в камере сгорания 2 способствует созданию оптимальной газодинамической структуры сверхзвукового течения в камере сгорания 2. Все это повышает эффективность перемешивания реагирующих компонентов, повышает энергоотдачу химического процесса. Абсолютная скорость сдува указанных вихрей понижена из-за встречной ориентации струй топливных газов, что увеличивает время их пребывания в камере 2 и снижает необходимую протяженность реакционного пространства. При этом уменьшаются габариты и соответственно стоимость двигателя, повышается его мощность и тяговые характеристики (реактивная сила), надежность работы, повышается маневренность. Уменьшение размеров камеры сгорания уменьшает необходимую поверхность охлаждения ЛА, что также повышает его КПД.

Камера сгорания выполняется расширяющейся с полууглом расширения 3-20°, что позволяет повысить ее реактивную силу, рабочую мощность и устойчивость горения, поскольку повышает возможности энергоподвода при обеспечении оптимальной геометрии аэродинамического потока за счет теплогазодинамического управления (фиг.3).

Итак, существо предлагаемого способа состоит в том, что геометрию соплового контура основного (реактивного) потока ВРД создают за счет термогазоаэродинамики струй встречного (управляющего) потока. При этом указанный поток газа может быть сформирован смесью продуктов горения топлива и захваченной частью воздушного потока, как показано на фиг.2, 4,5, с использованием двухконтурности воздухозаборника и камеры сгорания. При этом управляющий поток ответвляется от основного и затем используется для корректировки формы соплового контура основного потока.

Двухконтурность воздухозаборника конструктивно осуществляет горло воздухозаборника, выполненное разделенным на основное и дополнительное сечения (фиг.4), причем поток воздуха из основного сечения горла воздухозаборника (верхнего на фиг.4) поступает непосредственно на вход второго основного (верхнего на фиг.4) контура камеры сгорания, а поток воздуха из дополнительного сечения (нижнего на фиг.4) горла поступает на вход первого (нижнего на фиг.4) топливно-воздушного контура, выход которого размещен в конце камеры сгорания, а также по месту расположения перепускных отверстий в стенке, разделяющей первый и второй контуры камеры сгорания 2.

Как показали исследования, эта процедура требует меньших конструктивных и технологический затрат, обеспечивая экономию материала и средств на реализацию предлагаемого способа.

Дополнительная выгода от использования части основного воздушного потока для формирования оптимальной геометрии реактивной струи состоит в экономии топлива, объем вытеснения которого частично заменяется объемом нагретого воздуха, вводимого из практически неограниченного ресурса воздушного потока.

При этом из объема набегающего потока 11 формируются зоны рециркуляции, которые при этом оттесняют от стенки ядро потока 11, действуя как сопло Виташинского и часть сопла Лаваля 5 с требуемым сужением и расширением.

В предлагаемом устройстве камеру сгорания выполняют в виде последовательно расположенных расширяющегося участка и участка постоянного сечения (фиг.3-5).

Роль расширяющегося участка основной камеры, как пояснялось выше, состоит в предельном увеличении рабочего объема камеры для обеспечения максимального теплоподвода и максимальной реактивной силы и соответственно для повышения реактивной силы, мощности и экономичности ВРД. Роль участка камеры постоянного сечения со сверхзвуковым потоком на выходе состоит в изоляции первой камеры высокого давления от окружающей среды низкого давления. Этим удается повысить результирующую реактивную силу за счет удержания максимального давления (после горла воздухозаборника) вдоль большей части расширяющейся камеры.

В варианте устройства по п.6 формулы первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор выполнен в виде шашки открытого нормального горения. При этом свободный вихревой погранслой возникает между конфузорными (ускоряющимися) газовыми течениями газодинамических сопл первого и второго контура камеры сгорания, за уступом расширения второго контура камеры образуется зона рециркуляции 17 продуктов сгорания. Необходимая структура термогазодинамического течения в камере сгорания 2 образуется также за счет распределенного вдоль стенки камеры газодинамического потока топливных струй - продуктов горения газогенератора 6, выполненного как в виде локального источника топливных струй, так и в виде распределенного вдоль стенки камеры сгорания 2 шашки открытого нормального горения. При этом встречные газогенераторные струи формируют за счет разворота потока продольных струй 12, формируемых локальным газогенератором 6, в конце камеры сгорания, а также напором продуктов горения хвостовой части шашки открытого нормального горения.

Далее покажем, что именно благодаря существенным отличиям предлагаемого способа обеспечивается требуемый технический результат.

То, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата содержит последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с соплом Лаваля, а также газогенератор, выход которого соединен топливопроводом с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания, причем, по меньшей мере, один инжектор размещен в конце камеры сгорания, а формируемая инжектором топливная струя имеет на его выходе сверхзвуковую скорость, обеспечивает эффективное перемешивание и горение горючих газовых потоков с воздушным потоком, позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 сверхзвукового потока и стенками камеры 2. Достигаемый при этом технический результат также состоит в экономии горючего, повышении КПД ВРД, уменьшении его веса и габаритов. При этом также повышается эффективность протекания химических реакций в камере сгорания, что соответственно позволяет укоротить ее. При этом повышаются тягово-экономические характеристики и надежность (стабильность работы) двигателя, снижаются его массогабаритные параметры, расход топлива и эксплуатационные затраты. Кроме того, уменьшение габаритов и массы двигателя (в том числе с учетом реализации теплогазодинамического сопла Лаваля) позволяет, очевидно, снизить стоимость ЛА в целом, повысить его надежность, дальность полета и одновременно маневренность.

То, что переходная зона выполнена в виде камеры постоянного сечения, обеспечивает изоляцию камеры сгорания 2 (среда высокого давления) от окружающей среды (среды низкого давления). Этим удается повысить результирующую реактивную силу за счет удержания максимального давления в камере сгорания 2.

То, что сопло Лаваля выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной и топливными струями, инжектируемыми этим слоем, обеспечивает оптимальную геометрию термогазодинамического течения без применения твердотельных конструктивных элементов. Это позволяет внести существенный вклад в достигаемый технический результат за счет резкого улучшения массогабаритных характеристик, устранения потерь трения, упрощения конструкции, снижения ее стоимости, повышения надежности и маневренности.

То, что воздухозаборник и камера сгорания выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания совмещен с потоком газогенераторных струй и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА также позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 потока и стенками камеры 2. При этом указанная граница «опирается» на зону рециркуляции и стабилизации горения, созданной за струями потока 12 топлива и воздушного потока 11, как отмечалось выше, с достижением соответствующего технического результата. Это также позволяет снизить расход топлива, соответственно уменьшить вес двигателя и всего ЛА, поскольку для создания оптимальной геометрии соплового контура основного потока газа максимально используется незагружаемое на ЛА топливо, а воздух окружающей атмосферы.

То, что стенки камеры сгорания выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, как уже отмечалось при рассмотрении работы двигателя, обеспечивает максимальный теплоподвод, максимальную реактивную силу и соответственно повышает мощность и экономичность двигателя, стабильность его работы.

То, что первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор выполнен в виде шашки открытого нормального горения, способствует образованию вихревой структуры в камере сгорания и созданию оптимальной конфигурации теплогазодинамического потока в камере 2. Соответственно экономится расход топлива, снижается протяженность реакционной зоны, улучшаются массогабаритные параметры, чем достигается вышеуказанный технический результат.

То, что тракт подачи воздуха выполнен объединенным с топливным трактом с возможностью перемешивания потока формируемых газогенератором продуктов горения топлива с дополнительным воздушным потоком, а также то, что стенка, разделяющая воздушный и топливный тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием, обеспечивает эффективное перемешивание и горение горючих газовых потоков с воздушным потоком, а также позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 потока и стенками камеры 2. Достигаемый при этом технический результат также состоит в экономии горючего, повышении мощности и КПД двигателя ЛА, уменьшении его веса и габаритов.

Следует также отметить возможность использовать полученный эффект для одновременного улучшения габаритных, маневренных и других характеристик ЛА, поскольку часть выигрыша, например, в мощностных (и/или тяговых) характеристиках можно использовать для одновременного улучшения его стоимостных и/или экономических параметров.

Таким образом, показано, что требуемый технический результат действительно достигается за счет существенных отличий предлагаемой установки.

Проведенные эксперименты показали реализуемость предлагаемого изобретения.