Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов

 

Изобретение относится к области реактивных двигателей, в частности к комбинированным двигательным установкам для летательных аппаратов, и может быть использовано как путем установки на летательных аппаратах, так и в качестве носителя полезной нагрузки. Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение энергетической обеспеченности комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, и воздушно-реактивного двигателя, расположенного во внутреннем корпусе установки. В воздушно-реактивном двигателе выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход в камеру сгорания и снабженный устройством формирования воздушного потока. На внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами. Воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса. За воздушно-реактивным двигателем установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки. Там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя. Внутренний корпус дополнительно снабжен выходным конусом, на котором установлено аэродинамическое устройство с возможностью перемещения вдоль продольной оси установки и/или изменения площади его поперечного сечения. Кроме того, комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов дополнительно снабжена регулируемым устройством разделения воздушного потока, расположенным за компрессором воздушно-реактивного двигателя и имеющим выходы в камеры сгорания установки и воздушно-реактивного двигателя. Изобретение повышает энергетическую обеспеченность комбинированной двигательной установки. 2 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области реактивных двигателей, в частности к комбинированным двигательным установкам для летательных аппаратов, и может быть использовано как путем установки на летательных аппаратах, так и в качестве носителя полезной нагрузки.

Известна комбинированная двигательная установка летательного аппарата, включающая сверхзвуковую камеру сгорания, ракетный блок, газогенератор и снабженная дополнительными топливными форсунками [1].

Это известное техническое решение обладает рядом существенных недостатков. На различных режимах полета, по существу, работают отдельные агрегаты, а остальные не несут полезной нагрузки. Кроме того, требуется размещать на летательном аппарате дополнительные запасы различного топлива для разных силовых установок.

Известна также комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, состоящая из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплом, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, а во внутреннем корпусе расположен воздушно-реактивный двигатель [2].

Однако известная двигательная установка требует специального гиперзвукового самолета-носителя для подъема аппарата и набора скорости, необходимой для ее запуска.

Наиболее близкой к заявленному изобретению является комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, состоящая из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, и воздушно-реактивного двигателя расположенного во внутреннем корпусе установки, в котором выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход в камеру сгорания и снабженный устройством формирования воздушного потока, кроме того, на внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами, а воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса, за воздушно-реактивным двигателем установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки, и там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя [3].

Однако и это изобретение имеет недостаток - относительно низкую энергетическую обеспеченность в диапазоне скоростей от 8 М и более.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение энергетической обеспеченности комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов.

Задача решена тем, что в комбинированной двигательной установке для летательных аппаратов, состоящей из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, и воздушно-реактивного двигателя, расположенного во внутреннем корпусе установки, в котором выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход в камеру сгорания и снабженный устройством формирования воздушного потока, кроме того на внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами, а воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса, за воздушно-реактивным двигателем установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки, и там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя, внутренний корпус дополнительно снабжен выходным конусом, на котором установлено аэродинамическое устройство с возможностью перемещения вдоль продольной оси установки и/или изменения площади его поперечного сечения. Кроме того, комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов дополнительно снабжена регулируемым устройством разделения воздушного потока, расположенным за компрессором воздушно-реактивного двигателя и имеющим выходы в камеры сгорания установки и воздушно-реактивного двигателя. Во внутреннем корпусе может быть выполнен воздушный тракт, расположенный между вентилятором и коническим обтекателем воздушно-реактивного двигателя. Сущность изобретения поясняется графическими материалами. На чертеже показан общий вид комбинированной двигательной установки для летательных аппаратов с разрезом.

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов с воздухозаборниками 3 и соплом 4. Между корпусами 1 и 2 расположена камера сгорания 5 с топливными форсунками 6. Во внутреннем корпусе 2 расположен воздушно-реактивный двигатель 7 и выполнен воздушный тракт 8 воздушно-реактивного двигателя 7, имеющий кольцевой выход 9 в камеру сгорания 5 и снабженный устройством формирования воздушного потока 10. На внутреннем корпусе 2 за кольцевым выходом 9 по окружности корпуса 2 с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки 6 с форкамерами 11. Воздухозаборник 3 камеры сгорания 5 и сопло 4 снабжены регулировочными устройствами 12, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса 2. Камера сгорания 5 снабжена форсунками окислителя 13. Воздухозаборники 3 и сопло 4 выполнены регулируемыми. Во внутреннем корпусе 2 за воздушно-реактивным двигателем 7 установлен конический обтекатель 14, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания 5. Там же выполнен кольцевой регулируемый выход 15 продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя 7. На внутреннем корпусе 2 выполнен выходной конус 16, снабженный аэродинамическим устройством 17 с возможностью перемещения вдоль продольной оси установки и/или изменения площади его поперечного сечения. Во внутреннем корпусе 2 выполнено регулируемое устройство разделения воздушного потока 18, расположенное за компрессором 19 воздушно-реактивного двигателя 7 и имеющее выход в камеру сгорания 5 через кольцевой выход 9 и выход 20 в камеру сгорания 21 воздушно-реактивного двигателя 7. Во внутреннем корпусе 2 также выполнен воздушный тракт 22, расположенный между вентилятором 23 и коническим обтекателем 14 воздушно-реактивного двигателя 7. Кроме того, задняя кромка камеры сгорания 5 выполнена регулируемой.

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов работает следующим образом.

Перемещением воздухозаборника 3 внутреннего корпуса 2 в открытое положение открывают доступ воздуха в воздушный тракт 8. Устройство разделения воздушного потока 18 устанавливают в крайнее верхнее положение, создавая тем самым условия для притока воздуха через воздушный тракт 20 в камеру сгорания 21 воздушно-реактивного двигателя 7, после чего производят его запуск. Продукты сгорания воздушно-реактивного двигателя 7 через кольцевой регулируемый выход 15 направляют в сопло 4 камеры сгорания 5. Форсунки 6 с форкамерами 11 перемещают в крайнее переднее положение, открывают устройство формирования воздушного потока 10 и перемещают устройство разделения воздушного потока 18 в среднее положение, обеспечивая при этом поступление дополнительного потока воздуха в камеру сгорания 5. После чего распыляют топливо посредством форсунок 6 навстречу воздушному потоку, поступающему из кольцевого выхода 9 в камеру сгорания 5. При необходимости, для создания оптимальных условий сгорания топливно-воздушной смеси в камеру сгорания 5 подают окислитель через форсунки 13. После воспламенения топливно-воздушной смеси и формирования зоны горения в камере сгорания 5 в воздухозаборнике 3 внешнего корпуса 1 образуется разряжение, вызывающее дополнительный приток воздуха в камеру сгорания 5. Таким образом, происходит принудительное включение в работу прямоточного контура при скорости летательного аппарата, равной нулю. Кроме того, из-за разницы скоростей и давлений продуктов сгорания у задней кромки камеры сгорания и кольцевого регулируемого выхода 15 возникает эффект струйного насоса, позволяющий уменьшить количество расходуемого топлива в камере сгорания 21 воздушно-реактивного двигателя 7, не снижая рабочих характеристик вентилятора 23 и компрессора 19. Далее, посредством устройства 12 и задней регулируемой кромки 24 камеры сгорания 5 формируют сопло 4, обеспечивая тем самым взлетный режим летательного аппарата.

В режиме набора скорости летательным аппаратом осуществляется количественное и скоростное приращение воздушного потока, проходящего через воздухозаборник 3 камеры сгорания 5, что позволяет увеличить эффективность действия струйного насоса, количества сгораемого топлива в камере сгорания 5 и, следовательно, тягу комбинированной установки и скорость летательного аппарата до чисел М 4-5.

Посредством устройства 12, регулируемого воздухозаборника 3 внешнего корпуса 1 формируют входное сверхзвуковое сопло камеры сгорания 5, а регулировкой устройства формирования воздушного потока 10 увеличивают скорость воздушного потока, проходящего через воздушный тракт 8 и кольцевой выход 9, что повышает скорость истечения продуктов сгорания через сопло 4. При необходимости добавляют незначительное количество окислителя в камеру сгорания 5 через форсунки 13. При этом режиме работы комбинированной летательной установки скорость летательного аппарата достигает 8 М.

Для дальнейшего увеличения скорости отключают воздушно-реактивный двигатель 7, закрывают воздухозаборник 3 внутреннего корпуса 2, кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания 15 воздушно-реактивного двигателя 7 и устройство формирования воздушного потока 10. Форсунки 6 с форкамерами 11 устанавливают в крайнее заднее положение. Посредством устройств 12 регулируемого воздухозаборника 3 уменьшают сечение входного сопла и расформировывают сопло 4. Распылением окислителя через форсунки 13 в камеру сгорания 5 понижают температуру воздушного потока, проходящего через воздухозаборник 3 внешнего корпуса 1. Посредством перемещения вдоль продольной оси установки и/или изменением площади поперечного сечения аэродинамического устройства 17 на выходном конусе 16 формируют ударную волну. Топливо посредством распыления через форсунки 6 навстречу охлажденному и обогащенному окислителем воздушному потоку подается за счет скоростного напора на выходной конус 16, где воспламеняется за счет дежурного факела форкамеры 11 и температурного фронта ударной волны, сформированной аэродинамическим устройством 17, чем обеспечивается приемлемый теплоперепад и полнота сгорания топлива на гиперзвуковом режиме работы. Продукты сгорания удерживаются и истекают между скачком уплотнения, прилегающим к пограничному слою на внешнем корпусе 1 и ударной волной, сформированной аэродинамическим устройством 17.

Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, отличительной особенностью которой является то, что она позволяет использовать один двигатель на всех режимах полета, а также при взлете и посадке летательного аппарата. При необходимости позволяет создать самые разнообразные привязки самолет - двигательная установка. Установка может быть использована как на летательных аппаратах, так и в качестве самостоятельного носителя полезной нагрузки.

Литература 1. Патент США N 5224344, МКИ F 02 К 9/28.

2. Нестеренко Г.Н. Космическая авиация, Воениздат, 1969, стр. 58 - 59.

3. Заявка PCT/BY97/00004, МКИ F 02 К 7/16, опубл. 11.06.98.

Формула изобретения

1. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов, состоящая из внешнего и внутреннего корпусов с воздухозаборниками и соплами, между которыми расположена камера сгорания с топливными форсунками, и воздушно-реактивного двигателя, расположенного во внутреннем корпусе установки, в котором выполнен воздушный тракт, имеющий кольцевой выход в камеру сгорания и снабженный устройством формирования воздушного потока, кроме того, на внутреннем корпусе за кольцевым выходом по окружности корпуса с возможностью осевого перемещения размещены топливные форсунки с форкамерами, а воздухозаборники камеры сгорания и сопла снабжены регулировочными устройствами, установленными с возможностью перемещения вдоль и/или перпендикулярно оси корпуса, за воздушно-реактивным двигателем установлен конический обтекатель, основание которого расположено у задней кромки камеры сгорания установки, и там же выполнен кольцевой регулируемый выход продуктов сгорания воздушно-реактивного двигателя, отличающаяся тем, что внутренний корпус дополнительно снабжен выходным конусом, на котором установлено аэродинамическое устройство с возможностью перемещения вдоль продольной оси установки и/или изменения площади его поперечного сечения.

2. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по п. 1, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена регулируемым устройством разделения воздушного потока, расположенным за компрессором воздушно-реактивного двигателя и имеющим выходы в камеры сгорания установки и воздушно-реактивного двигателя.

3. Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что во внутреннем корпусе выполнен воздушный тракт, расположенный между вентилятором и коническим обтекателем воздушно-реактивного двигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1