Способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно- реактивного двигателя

 

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: при разгоне сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя осуществляют сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, причем при полете на скоростях меньше 6 - 8 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 - 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателе, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива. 2 ил.

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям и представляет собой способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД), предназначенного преимущественно для воздушно-космических самолетов (ВКС), т.е. таких самолетов, которые на определенном участке своей траектории перед выходом в космос разгоняются с помощью собственных воздушнореактивных двигателей. Самолеты такого типа, как известно, имеют определенные преимущества перед другими космическими аппаратами, в частности перед "Шатлами", так как для взлета они могут использовать обычные аэродромы.

Известен способ разгона СПВРД, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле.

Указанный способ, выбранный в качестве прототипа, рассчитан на достаточно узкий диапазон по числам Маха (М 5 7), т.е. по существу применим для однорежимного маршевого СПВРД. Это обстоятельство исключает возможность применения известного способа в ВКС СПВРД которых должны быть широкодиапазонными, разгонными двигателями. Применяющееся в известном способе глубокое торможение потока от сверхзвуковых до малых дозвуковых скоростей и последующий разгон потока до скоростей, значительно превышающих сверхзвуковую скорость полета, все эти процессы связаны со значительными потерями энергии, особенно на больших сверхзвуковых скоростях полета (М 10 20), характерных для ВКС.

Задачей зобретения является устранение указанных недостатков.

Достигается это тем, что в способе разгона СПВРД, включающем сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, при полете на скоростях менее 6 8 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива.

Такой способ разгона позволяет обеспечить высокую эффективность СПВРД в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета (М 2 25) и делает целесообразным использование СПВРД в силовой установке ВКС.

На фиг. 1 показан ВКС на режиме полета со скоростями менее 6 8 чисел Маха; на фиг. 2 ВКС на режиме полета со скоростями более 6 8 чисел Маха.

Фюзеляж 1 ВКС снабжен рампой 2, клином 3 и соплом 4. Регулируемая проточная часть в данном примере выполнена в виде подвижного короба 5, положение которого относительно фюзеляжа изменяется с помощью механизма, описанного в патенте России N 2028488, кл. F 02 K 7/08, 1988 г. Короб 5 образует камеру сгорания 6 и воздухозаборник 7.

Ниже приводится пример осуществления данного способа.

При полете на Махах менее 6 8 осуществляется режим работы с дозвуковым сгоранием и тепловым кризисом (фиг. 1). На этом режиме работы набегающий поток воздуха сжимается в системе внешних скачков уплотнения (косые скачки a, b, возникающие на фиксированных элементах фюзеляжа рампе 2 и клине 3). Далее поток сжимается в косом c и прямом d скачках, формируемых воздухозаборником 7 подвижного короба 5. При этом в камеру сгорания 6 топливо подают распределенно по длине камеры, добиваясь теплового кризиса (сечение e).

При увеличении числа Маха полета свыше 6 8 впрыскивание топлива производят до воздухозаборника (фиг. 2), в данном случае за косым скачком b где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива. При этом регулированием положения короба 5 в воздухозаборнике 7 формируют скачок уплотнения f, нормальная составляющая числа Маха за которым равна единице, а температура за скачком превышает температуру самовоспламенения топлива (скачок Чепмена Жуге). Топливо за скачком f воспламеняется и устанавливается режим детонационного горения. Таким образом на этом режиме происходит ограниченное, в значительно меньшей степени, чем в прототипе, торможение потока. Благодаря этому КПД цикла двигателя сохраняется достаточно высоким и при больших сверхзвуковых скоростях полета. Подача топлива перед воздухозаборником исключает возможность преждевременного его воспламенения. Следует отметить, что температуру в зоне впрыска топлива можно регулировать, изменяя угол атаки ВКС.

СПВРД, работающий по данному способу, как показали расчеты, имеет достаточно высокую эффективность в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета, что делает целесообразным его использование в силовой установке ВКС.

Формула изобретения

Способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя преимущественно для воздушно-космического самолета, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, отличающийся тем, что при полете на скоростях меньше 6 9 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2