Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель с диссипационной камерой сгорания

 

Силовая установка относится к авиационной технике и включает два механических колебательных контура, каждый из которых содержит воздуховод (2) с помещенным в него телом (1) регулируемой полноты в виде упругодеформируемого крыла симметричного профиля с загибом хвостовой части и осью вращения на передней кромке. Работоспособность контуров обеспечивается их креплением в подшипниковых корпусах силовой профилированной рамы, а необходимая координация противофазного режима выполняется с помощью вспомогательного электромагнита. Повышенные тяговые характеристики силовой установки образуются в результате одномоментного сталкивания разнополярно закрученных вихревых структур в диссипационной камере сгорания (5) и переводе их кинетической энергии в тепловую энергию низкотемпературной плазмы. Позволяет увеличить жесткость конструкции за счет безопасного применения в прямоточных системах кинетической энергии газовых вихревых структур. 2 з.п.ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к реактивным двигателям.

Известен механический колебательный контур, включающий воздуховод с помещенным в него телом регулируемой полноты в виде упругодеформируемого крыла симметричного профиля с загибом хвостовой части и осью вращения на передней кромке, причем цапфы снабжены гидроканалами управления, а исполняющий гидроцилиндр вынесен за переднюю кромку тела по нормали к оси шарнирного подвеса (заявка 94006418/08, кл. 6 F 02 К 7/02, F 02 C 7/04).

Недостатком известной конструкции является ограниченность технологических возможностей, так как газодинамический маятник монтируется в стенках воздуховода, что затрудняет доступ к устройству и делает проблематичной его работу при температурном расширении конструкции.

Задачей предлагаемого устройства является расширение технологических возможностей механического колебательного контура, увеличение жесткости конструкции и как результат - безопасное применение в прямоточных системах для образования газовых вихревых структур с использованием их кинематической энергии для получения низкотемпературной плазмы в диссипационной камере в момент сжигания топлива.

Технический результат достигается тем, что пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, содержащий механический колебательный контур, сообщенный с диссипационной камерой сгорания и включающий воздуховод с помещенным в него телом регулируемой полноты в виде упругодеформируемого крыла симметричного профиля с загибом хвостовой части и осью вращения на передней кромке, содержит дополнительный механический колебательный контур и вихрепроводы, при этом контуры выполнены идентично с возможностью создания противофазных колебаний с одинаковой частотой и сообщены с диссипационной камерой сгорания через вихрепроводы. Механический колебательный контур снабжен профилированной силовой рамой с корпусами для крепления подшипниковых узлов и гидроканалами управления. Силовая рама механического колебательного контура снабжена электромагнитом.

Применение двух идентичных устройств, функционирующих от напора воздуха, основано на свойстве разнополярных вихревых структур при одномоментном сталкивании рассеиваться с выделением тепла и обеспечивает возможность добиться четко скоординированной безотказной и легко программируемой работы колеблющихся крыловидных тел с последующим использованием произведенных ими вихрей.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1, 2 схематически изображено устройство воздуховодов и фазы работы крыловидных тел; на фиг. 3 - графическая интерпретация математической зависимости формообразования профиля крыла; на фиг. 4 - пример компоновки ПуВРД с механическими колебательными контурами и диссипационной камерой сгорания на летательном аппарате; на фиг. 5 - то же, вид сзади; на фиг. 6 - конструктивное исполнение газодинамического узла; на фиг. 7 - силовая рама с направляющим пазом, вид сверху; на фиг. 8 - способ крепления осевого устройства в раме; на фиг. 9 - то же, вид спереди.

ПуВРД состоит из двух воздуховодов 2 (фиг. 1, 4) прямоугольного сечения, выполненных в виде прямоточных камер, которые имеют на входе воздухозаборники 3, а на выходе содержат по два, сужающихся к периферии канала, которые, плавно изгибаясь, образуют вихрепроводы 4 и сливаются воедино у диссипационной камеры сгорания 5. В головной части воздуховодов 2 за воздухозаборниками 3 навстречу потоку установлены шарнирно закрепленные в области передней кромки крыловидные тела 1 (именуемые также газодинамическими маятниками), служащие для образования газовоздушных вихревых структур.

Крыловидные тела 1 устроены следующим образом. На основание 8 (фиг. 6), являющееся также передней кромкой аэродинамического профиля (фиг. 3), укреплены, например приклепаны, две упругодеформируемые боковины 9, которые опять же скреплены между собой в узкой части профиля через прокладку 10; в основание 8 встроены, например залиты, две соосные цапфы 11 с гидроканалами управления 12, которые сообщаются с полостями исполнительного гидроцилиндра 13 - один канал расположен за поршнем 14 в задней части гильзы, другой соединен вспомогательным трубопроводом 15 с передней полостью; корпус гидроцилиндра 13 также залит в основание 8 и проходит через него в средней части взаимно перпендикулярно цапфам 11. Передняя часть корпуса гидроцилиндра 13 выступает перед крыловидным телом 1 в виде рострума и служит балансиром, а поршень 14 кроме прямого назначения выполняет роль дифференцирующего подбалансира, добавляя или вычитая при перемещении свой вес к массе корпуса гидроцилиндра 13. Шток 16 проходит через втулку 17, расположенную в средней части прокладки 10, и соединяется, например свинчивается, со штампованным ползуном 18, имеющим ребра жесткости 19, которые в свою очередь позволяют ползуну сохранять форму усеченного клина.

Циклическая работа газодинамического маятника способна вызвать в конструкциях летательного аппарата 6 знакопеременные нагрузки и в результате привести к поломкам ответственных узлов. Для того чтобы свести к минимуму негативные последствия вибрации, в конструкцию вводится силовая рама (фиг. 6, 7) в форме литой профилированной скобы, открытой в передней части. Для шарнирного крепления цапф 11 в раме 20 предусмотрены корпуса 21 (фиг. 8, 9). Корпус 21 содержит подшипниковый узел 22, сальниковые уплотнения 23, смазочно-циркуляционные каналы 24 и канал гидропривода 25, сообщающийся с одноименным каналом 12 цапф 11 через полость 26 крышки 27.

Учитывая то обстоятельство, что раскачка газодинамического маятника начинается из среднего положения, в конструкцию силовой рамы 20 вводится электромагнит 28 с сердечником 29, встроенный в верхнюю часть рамы 20 в области прохождения прокладки 10. Электромагнит 28 посредством шины 30 соединен с разъемом 31 и запитывается от центральной энергосистемы ЛА. Кроме функции магнитного тормоза электромагнит 28 выполняет вспомогательную функцию: предохраняет консоль крыловидного тела 1 от провисания, обеспечивая рабочий зазор C - C (фиг. 6), для этого прокладка 10 выполняется из парамагнетика, а упругодеформируемые плоскости 9 крыловидного тела 1 и втулка 17 - из диамагнетиков. Возможно увеличение площади магнитного контакта с помощью прилива 32 в крайней части прокладки 10. Не исключается применение двух электромагнитов, конструктивно исполненных с противоположных сторон рамы 20.

Крепление силовой рамы 20 в воздуховоде 2 осуществляется с помощью направляющей 33 (фиг. 7), расположенной по оси симметрии M - M на входе в каналы 4 перпендикулярно горизонтальным стенкам воздуховода 2 и замков 34 с отверстиями под фиксаторы типа болтов Гринера. В днище воздуховода 2 имеется люк 35, который герметично закрывается после осмотра и монтажа газодинамического узла.

Трубы 36 магистралей гидропривода и смазки подшипниковых узлов крепятся на привалочных плитах 37 (фиг. 6), и в момент фиксации силовой профилированной рамы 20 в корпусе воздуховода 2 обеспечивают соосность и уплотнение стыка каналов 24 и 25 (фиг. 8, 9) с трубами 36. Нижняя привалочная плита 37 устанавливается на днище воздуховода 2 с возможностью прохода гидроцилиндра 13 и крыловидного тела 1 совместно с силовой профилированной рамой 20, например плита 37 с трубами 36 разворачивается на 90^o и имеет боковое конструктивное исполнение.

Принцип работы ПуВРД с диссипационной камерой сгорания основан на одномоментном сталкивании в ограниченном пространстве разнополярно закрученных газовоздушных вихрей и на их способности при рассеивании мгновенно переводить запасенную кинетическую энергию в тепло, этим способствуя более полному сгоранию топлива.

Для производства вихревых структур предлагается использовать флаттер оптимизированного крыла профиля На фиг. 3 в декартовой системе графически интерпретируется математическая зависимость симметричного профиля единичной длины и показана его способность конвергировать при введении в уравнения коэффициента 0 < К ≅ 1. Рабочий интервал точно не определен, но известно, что при К << 0,3 симметрия профиля значительно нарушается и его кривизна, видоизменяясь, приближается к табличным выпукло-вогнутым формам.

Таким образом, для применения в качестве газодинамического маятника взято крыло единичного профиля с варьирующей хордой в области 0,3 << К ≅ 1 и частью отогнутых кромок, выходящих за предел X, У (1,1) примерно в соотношении 75% к 25%. Переход от активной части крыла к отогнутым вихреобразующим кромкам в техническом отношении выполнен в зоне прокладки 10, а адаптация профиля к изменяющимся реологическим условиям происходит с помощью вариации хорды, т.е. длины штока 16 гидроцилиндра 13 (фиг. 6). Плавный перегиб кромок в критической зоне обусловлен технологичностью конструкции. Физический смысл коэффициента К ввиду сложности проблемы не раскрывается.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель с диссипационной камерой сгорания работает следующим образом. На подъеме летательный аппарат использует тягу вспомогательных силовых установок 7 (фиг. 4), электромагнит 28 (фиг. 6) включен и удерживает крыловидное тело 1 в области оси симметрии M - M воздуховода 2; по мере возрастания скоростного напора поступающего в воздухозаборники 3 воздуха и при достижении летательным аппаратом курсовой устойчивости сила тока, питающего обмотку электромагнита, уменьшается до некоторого порогового значения, и крыловидное тело 1 начинает раскачиваться, входя в режим маятника. В момент раскачки профиль крыла максимально полог, т. е. шток 16 с клиновым ползуном 18 отведены в крайнее заднее положение. Плавно укорачивая хорду профиля, оператор (пилот или бортовой компьютер) добивается необходимой амплитуды ГДМ и фиксирует шток 16, варьируя подачу рабочего тела через верхний гидропривод 36, каналы 25 и 12 в необходимую полость гидроцилиндра 13, при этом поршень 14 вытесняет некоторый объем гидравлической жидкости из передней полости по трубе 15 и одноименным каналам в систему, функционирование перепускных клапанов основано на известных принципах.

Основной проблемой функционирования предлагаемого ПуВРД является зеркальная работа газодинамических маятников, расположенных в воздуховодах 2 по разные стороны оси симметрии O - O аппарата 6 (фиг. 4). Задача может решаться двумя способами. Первый состоит в том, чтобы изначально задать не симметричный относительно хорды профиль крыловидных тел 1, в таком случае первотолчок тела получат следуя законам аэродинамики в сторону наименьшего давления и будут работать в противофазе, если их установить равновеликой кривизной к оси O - O. Второй способ предлагается взять за основу как наиболее технологичный; он состоит в том, чтобы разность давлений в воздуховодах 2 создавалась от асимметрии потока, поступающего через воздухозаборники 3 к крыловидным телам 1. Для этого в первоначальный момент запуска газодинамических маятников необходимо создать отклонение воздушных потоков в области воздухозаборников 3 известными способами, например гидравлически управляемыми конусами, но так, чтобы крыловидные тела 1 раскачивались в противофазе. Затем поток воздуха приводится в норму, либо поддерживается незначительный перекос для обеспечения более четкой работы крыловидных тел 1, хотя сектор колебаний в этом случае будет смещен от осевой M - M к одному из вихрепроводов 4 (фиг. 4). В момент стабилизации колебаний ГДМ в противофазном режиме приводится в действие диссипационная камера сгорания 5 маршевого двигателя, для чего в вихрепроводы 4 впрыскивается топливо, например через форсунки, где оно перемешивается с воздухом, попадая в камеру сгорания 5 из противоположных вихрепроводов, и при одномоментном сталкивании смесь воспламеняется. Реакция окисления топлива в камере сгорания 5 протекает в условиях диссипации вихревых структур, когда кинетическая энергия газа переходит в тепловую энергию низкотемпературной плазмы.

Формула изобретения

1. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель с диссипационной камерой сгорания, содержащий механический колебательный контур, сообщенный с диссипационной камерой сгорания и включающий воздуховод с помещенным в него телом регулируемой полноты в виде упругодеформируемого крыла симметричного профиля с загибом хвостовой части и осью вращения на передней кромке, отличающийся тем, что он содержит дополнительный механический колебательный контур и вихрепроводы, при этом контуры выполнены идентично с возможностью создания противофазных колебаний с одинаковой частотой и сообщены с диссипационной камерой сгорания через вихрепроводы.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что механический колебательный контур снабжен профилированной силовой рамой с корпусами для крепления подшипниковых узлов и гидроканалами управления.

3. Двигатель по пп.1 и 2, отличающийся тем, что силовая рама механического колебательного контура снабжена электромагнитом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9