Силовая установка двухмоторного летательного аппарата и способ управления силовой установкой

Изобретение относится к силовой установке двухмоторного летательного аппарата и способу управления ей. Силовая установка включает два комбинированных двигателя, каждый из которых содержит трехконтурный турбореактивный двигатель с форсажной полостью и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и имеет два независимых воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Воздухозаборники имеют две управляемые створки, соединены с входами турбореактивных двигателей. Выходы третьих контуров связаны с входами прямоточных двигателей. Прямоточные двигатели имеют кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, размещенные вокруг наружных поверхностей форсажных полостей, каждая из которых содержит проницаемые матричные форсунки в виде полуколец. Полукольца в одном двигателе размещены в горизонтальной плоскости, а в другом - в вертикальной плоскости, при этом вертикальная и горизонтальная оси симметрии между полукольцами взаимно перпендикулярны. Способ управления силовой установкой использует традиционное управление турбореактивными двигателями со скоростями Маха М≤3. При достижении скорости полета М>3 выключают турбореактивные двигатели и включают прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые увеличивают скорость полета летательного аппарата до М>5. Для управления вектором тяги в одном полукольце проницаемой матричной форсунки увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце уменьшают, разность значений тяг на выходе используют для формирования момента, обеспечивающего поворот летательного аппарата. Силовая установка сочетает в себе возможности и преимущества различных типов воздушно-реактивных двигателей и способ управления для обеспечения при малых весах и габаритах оптимальных характеристик по тяге и экономичности в широком диапазоне скоростей и высот полета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к силовой установке, состоящей из двух комбинированных реактивных двигателей, высокоскоростного летательного аппарата, летающего в воздушном пространстве, и способу управления ей.

Одним из перспективных направлений развития военной авиации является создание летательных аппаратов (ЛА), имеющих сверхзвуковую скорость полета, активные средства защиты, лазерное и кинетическое оружие.

При гиперзвуковой скорости полета в пограничном слое самолета между корпусом летательного аппарата и воздушной средой газ превращается в плазму, что обеспечивает ему эффективную площадь рассеивания не более 0,01 квадратного метра и тем самым высокую радиолокационную незаметность. Кроме того, при гиперзвуковой скорости полета поражающие средства, находящиеся на борту летательного аппарата, аккумулируют огромную кинетическую энергию, превращаясь в кинетическое оружие, которое при запуске имеет огромную скорость, благодаря которой они способны эффективно поражать любую цель на большом расстоянии. Развитие сверхзвуковых летательных аппаратов активно ведется в США и Китае. В США разрабатываются гиперзвуковые крылатые ракеты X - 51 со скоростью полета 7-8 чисел Маха, дальностью около двух тысяч километров и высотой до 30 километров. Кроме того, разрабатывается гиперзвуковой беспилотник SR - 72, и предусматривается разработка его пилотируемой версии. В Китае идет активная разработка гиперзвуковых глайдеров Ю - 71 и DF - ZF, развивающих скорость 10 Махов при запуске с ракеты.

Силовая установка двухмоторного летательного аппарата для обеспечения в воздушном пространстве сверхзвуковой скорости полета, должна иметь два комбинированных реактивных двигателя, каждый из которых состоит из трехконтурного турбореактивного двигателя (ТРД) и прямоточного воздушно - реактивного двигателя (ПВРД).

Известен воздушно-реактивный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания, установленной после турбины. Сжатый за счет скоростного напора атмосферный воздух по кольцевому воздуховоду, с внешней боковой стороны двигателя, поступает через боковые отверстия в форсажную камеру сгорания (Курзинер Р.И. «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета» М. Машиностроение, 1977, стр. 142- 143).

Дальнейшее развитие указанного выше технического решения осуществлено в патенте RU 2278986, 04.02.2005, который выбран в качестве прототипа заявленной группы изобретений.

В этом патенте силовая установка летательного аппарата включает комбинированный воздушно - реактивный двигатель (КВРД), который имеет два воздушных канала, первый из которых через открытую заслонку подает воздух на вход ТРД. Второй канал является воздуховодом, на входе которого установлена управляемая заслонка, и когда она открыта, воздух за счет скоростного напора, получая предварительное сжатие, через отверстия в боковых стенках выходной камеры сгорания направляется к ее центру. При столкновении потоков воздуха происходит их взаимное торможение и превращение кинетической энергии в дополнительное сжатие воздуха. Выходная камера сгорания имеет форсунку для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха.

Отличие выходной камеры сгорания в КВРД от известной форсажной камеры сгорания заключается в том, что она непосредственно сообщается с атмосферным воздухом, который получает сжатие за счет скоростного напора. Давление воздуха повышается путем взаимодействия встречных потоков в выходной камере сгорания. Это обеспечивает ее работу в режиме ПВРД, который более экономичен по сравнению с режимом работы ТРД. Открытие и закрытие управляемых запорных заслонок на входе в ТРД и на входе воздуховода обеспечивает работу КВРД в трех режимах, взлет, посадку, разгон ЛА до скорости, при которой эффективно начинает работать ПВРД. Недостатками технического решения, раскрытого в указанном выше патенте, являются:

- большие газодинамические потери в камере сгорания ПВРД;

- использование в КВРД одноконтурного турбореактивного двигателя с низкими характеристиками, в то время как в настоящее время нашли широкое применение двухконтурные ТРД;

- не используются эффективные технологии построения ПВРД, основанные на организации детонационного горения;

- не обеспечивается длительное время непрерывной работы ПВРД;

- не осуществляется управление вектором тяги при скорости Маха М>3.

Задача предлагаемой группы изобретений - создание силовой установки летательного аппарата на основе комбинированных двигателей, способной сочетать в себе возможности и преимущества различных типов воздушно-реактивных двигателей и способ управления ей для того, чтобы обеспечить при малых весах и габаритах оптимальные характеристики по тяге и экономичности в широком диапазоне скоростей и высот полета.

Технический результат предлагаемой группы изобретений - создание силовой установки двухмоторного летательного аппарата и способа управления ей, которая обеспечивает полет в воздушном пространстве со скоростью до 5 Махов, с единой системой автоматического управления, обеспечивающей управление направлением движения летательного аппарата и увеличение времени непрерывной работы камер сгорания ПВРД.

Предложена силовая установка летательного аппарата, включающая комбинированный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющая два воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя, согласно предложению для двухмоторного летательного аппарата силовая установка содержит два комбинированных двигателя, в которых каждый турбореактивный двигатель выполнен трехконтурным с форсажной полостью, при этом воздухозаборники летательного аппарата, имеющие две управляемые створки, соединены с входами трехконтурных турбореактивных двигателей, а третьи воздушные контуры связаны с входами прямоточных воздушно-реактивных двигателей, при этом прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют кольцевые непрерывно - детонационные камеры сгорания, размещенные вокруг наружных поверхностей форсажных полостей турбореактивных двигателей, при этом каждая непрерывно-детонационная камера сгорания содержит проницаемые матричные форсунки, которые выполнены в виде полуколец, при этом в непрерывно-детонационной камере сгорания одного двигателя полукольца топливных форсунок размещены в горизонтальной плоскости, а в непрерывно-детонационной камере сгорания другого двигателя в вертикальной плоскости, при этом вертикальная и горизонтальная оси симметрии между полукольцами взаимно перпендикулярны. На входе турбореактивных двигателей установлены аддитивные турбовентиляторы, в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками, при этом внешние лопатки турбовентиляторов размещены в третьем контуре турбореактивного двигателя. Силовая установка летательного аппарата включает единая систему управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями, которая включает подсистему полуавтоматического управления векторами тяги, и подсистему, автоматической организации периодической работы непрерывно-детонационных камер сгорания. На наружных поверхностях стенок камер сгорания установлены датчики температуры, узлы подачи жидкого топлива и инициатор детонации, снабженные клапанами, при этом создана система автоматического управления, которая включает вычислительное устройство, чувствительные элементы - датчики температуры и исполнительные элементы - клапаны инициатора детонации и узлов подачи жидкого топлива, при этом датчики температуры связаны с входом вычислительного устройства, выходы которого соединены с клапанами инициатора детонации и узлами подачи топлива.

Предложен способ управления силовой установкой летательного аппарата, которая использует традиционное управление турбореактивными двигателями при взлете, посадке и полете со скоростями Маха М≤3, а при достижении скорости полета М>3 по команде пилота управляемые створки воздухозаборников переключают, тем самым выключают турбореактивные двигатели, и включают прямоточные воздушно - реактивные двигатели, которые увеличивают скорость полета летательного аппарата до М≥5, при этом управление вектором тяги осуществляют с помощью полуавтоматической системы управления прямоточными воздушно - реактивными двигателями путем создания у них управляемых векторов тяги для чего в одном полукольце проницаемой матричной форсунки увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце уменьшают, в результате на выходе непрерывно-детонационных камер сгорания возникают две разные по величине реактивные тяги, разность значений между которыми используют для формирования момента, обеспечивающего поворот летательного аппарата в горизонтальной или вертикальной плоскостях, а при одновременном изменении массового расхода топлива в вертикальных и горизонтальных плоскостях в обеих непрерывно-детонационных камерах сгорания обеспечивают всеракурсное управление вектором тяги. С помощью системы автоматического управления осуществляют сравнение текущих температур наружных поверхностей стенок непрерывно-детонационной камеры сгорания с заданными рабочей или начальной температурами и выдают управляющие команды на исполнительные элементы, которые обеспечивают или период детонационного горения или период охлаждения и подготовки к запуску непрерывно-детонационных камер сгорания, при этом смещают время начала работы второй непрерывно-детонационной камеры сгорания относительно первой непрерывно-детонационной камеры сгорания на величину времени детонационного горения в результате в каждом периоде первая и вторая непрерывно-детонационные камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий непрерывную реактивную тягу летательного аппарата, при этом определяют текущее число периодов, при которых время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания будет равно сумме интервалов времен детонационного горения, а при равенстве числа периодов - значению числа усталостной прочности материала, определяют максимальное время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания.

Современные турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД), имеют хорошие технические характеристики, обеспечивающие надежный многократный взлет и посадку самолета, позволяют создать в воздушном пространстве скорость полета равную числу Маха М=2,5. При дальнейшем увеличении скорости полета гидродинамическое сопротивление набегающего воздушного потока становится больше создаваемой ТРДД тяги, и скорость полета начинает уменьшаться. Для дальнейшего увеличения скорости ЛА после достижения им М=2,5 необходимо выключить ТРДД, прекратив подачу в него окислителя и горючего и включить прямоточный воздушно-реактивный двигатель для дальнейшего разгона ЛА.

При выключении ТРДД, продолжают работать вспомогательные силовые установки, которые, вращая электрогенераторы, обеспечивают электроэнергией элементы летательных аппаратов. Если электрогенератор размещен на оси ТРДД, то для обеспечения вращения его вала используются аддитивные турбовентиляторы, которые вращаются от набегающего воздушного потока.

Повысить термодинамическую эффективность прямоточных воздушно-реактивных двигателей можно путем использования перспективной инновационной технологии, основанной на построении ПВРД на основе камер сгорания, работающих в режиме непрерывно-детонационного горения. По оценкам Я.Б. Зельдовича и при дальнейших исследованиях было показано, что КПД детонационного цикла Зельдовича может на 20-30% превышать КПД цикла Брайтона.

Замена в ПВРД обычной камеры сгорания на детонационную обеспечит повышение термодинамического коэффициента полезного действия силовой установки и позволит увеличить скорость разгона ЛА.

При детонационном горении в непрерывно-детонационной камере сгорания возникает детонационная волна, в которой достигается максимальная концентрация химической энергии, запасенной в горючем. Энергия выделяется в режиме самовоспламенения при очень высоких локальных давлениях и температурах в тонком слое ударно-сжатой топливной смеси. Непрерывно-детонационная камера сгорания представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров. Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, через которую подается топливная смесь, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Топливо в камеры сгорания ПВРД каждого комбинированного двигателя подается через проницаемые матричные форсунки, выполненные в виде полуколец. В непрерывно-детонационной камере сгорания первого комбинированного двигателя форсунки в виде полуколец расположены в горизонтальной, а в камере сгорания второго в вертикальной плоскостях.

При этом каждая камера сгорания имеет матричные форсунки с клапанами, инициаторы детонации, а также датчики температуры. Два комбинированных двигателя имеют единую систему автоматического и полуавтоматическую управления, включающую вычислительное устройство, чувствительные и исполнительные элементы. Исходная информация управления поступает в систему от чувствительных элементов датчиков температуры или от пилота. Исполнительными элементами являются клапаны топливных форсунок и инициаторы детонации. Система автоматического управления выполнена таким образом, чтобы обеспечивать режим периодической работы камер сгорания, позволяющий увеличить продолжительность полета летательного аппарата. Когда в систему, данные управления поступают от пилота, она обеспечивает ручное полуавтоматическое управление направлением движения летательного аппарата при скорости полета 5 Махов.

После подачи окислителя и топлива в камеру сгорания после их смешения и образования топливо-воздушной смеси включается инициатор детонации в результате возникает непрерывно циркулирующая детонационная волна. В ее небольшой полости, где очень высокие температура и давление, топливо-воздушная смесь, практически полностью сгорает за время каждого оборота детонационной волны по каналу замкнутого сектора. К достоинствам таких камер сгорания относят:

- простоту конструкции;

- квазистационарное истечение продуктов детонации;

- высокую частоту циклов (килогерцы);

- короткую камеру сгорания;

- низкий уровень эмиссии вредных веществ (NO, СО и др.);

- низкий уровень шума и вибраций.

В тоже время ПВРД, построенные на основе непрерывно-детонационной камеры сгорания имеют следующие недостатки:

1. Использование топлива в качестве хладагента усложнит конструкцию ПВРД и его систему подачи и управления расходом топлива с помощью не простых распределительных устройств (патент РФ 2605162).

2. Не обеспечит большое время непрерывной работы комбинированных двигателей, и тем самым длительность полета летательного аппарата.

3. ПВРД не создают комбинированному двигателю способность управлять вектором тяги при скорости полета 5 Махов.

Комбинированные двигатели, использующие при построении ПВРД непрерывно-детонационные камеры сгорания (НДКС), должны учитывать наличие сверхзвуковых скоростей полета летательного аппарата с М=5, особенности процессов, протекающих в НДКС, и возможные способы размещения ПВРД на ТРДД или летательном аппарате. Не учет этих особенностей в существующих комбинированных двигателях приводит к следующим недостаткам:

1. Размещение НДКС в форсажной полости ТРД приводит к энергетическим потерям за счет торможения, выходящего из камеры сгорания, сверхзвукового газового потока, поступающего на дозвуковой вход реактивного сопла.

2. Воздействие ударной волны, идущей вверх по потоку, на лопатки турбины ТРД влияет на эффективность ее работы.

3. При детонационном горении происходит быстрый приток огромного количества тепла к стенкам НДКС, нагревая их до высоких температур, приводящих к их разрушению, в результате ПВРД имеет небольшое время непрерывной работы.

4. При полете летательного аппарата (ЛА) со скоростью М=5-6 Махов управлять вектором тяги ЛА механическим способом практически невозможно, так как сила скоростного напора воздуха становится больше силы, отклоняющей реактивное сопло.

5. При достижении ЛА скорости М=2,5 работа ТРДД в комбинированном двигателе не эффективна, и для обеспечения дальнейшего повышения скорости летательного аппарата турбореактивный двигатель необходимо отключать.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - схема продольного разреза комбинированных воздушно-реактивных двигателей двухмоторного летательного аппарата;

Фиг. 2 - поперечный разрез в сечении А-А комбинированных воздушно-реактивных двигателей двухмоторного летательного аппарата;

Фиг. 3 - выноска изображения непрерывно-детонационной камеры сгорания комбинированного двигателя;

Фиг. 4 - структурная схема периодической работы двух камер сгорания, у которых Δt_г равно Δto и начало работы второй камеры сгорания относительно первой смещено на временной интервал Δt_г, где Δt_г - интервал детонационного горения, Δto - интервал охлаждения;

Фиг. 5 - структурная схема характера изменения тяги в первой и второй камерах сгорания и суммарная совместная тяга двух камер сгорания при условии Δt_г равно Δto, где Δt_г - интервал детонационного горения, Δto -интервал охлаждения;

Фиг. 6 - схемы изменения направления полета летательного аппарата в горизонтальной плоскости при отклонении реактивного сопла при М≤3 и при управлении направлением полета при М>3 по разности реактивных тяг.

Предлагаемые комбинированные реактивные двигатели двухмоторного летательного аппарата состоят из:

1 - воздухозаборников;

2 - управляемых боковых створок воздухозаборников;

3 - клапанов управляемых створок;

4 - лопаток адаптивных турбовентиляторов;

5 -третьих наружных воздушных контуров;

6 - непрерывно-детонационных камер сгорания;

7 - двух в каждой камере сгорания матричных проточных форсунок, выполненных в виде полуколец в каждом ПВРД;

8 - датчиков температур;

9 - инициаторов детонации;

10 - управляемых с помощью клапанов распределительных устройств подачи топлива в детонационные камеры сгорания;

11 - бака с топливом летательного аппарата;

12 - системы управления, обеспечивающей импульсно-периодический режим работы комбинированных двигателей и управление направлением движения летательного аппарата.

Предлагаемая силовая установка двухмоторного летательного аппарата, состоит из двух комбинированных реактивных двигателей, каждый из которых включает трехконтурный турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель. При этом ПВРД обоих комбинированных двигателей построены на основе непрерывно-детонационных камер сгорания.

Элементы и узлы комбинированных двигателей, связаны между собой следующим образом. Входные части турбореактивных двигателей соединены с воздухозаборниками (1) летательного аппарата (ЛА). При этом каждый воздухозаборник имеет две боковые створки (2), управляемые клапанами (3), обеспечивающими переключения набегающего воздушного потока в турбореактивные двигатели или в третий воздушный контур (5) на вход прямоточных воздушно-реактивных двигателей. При этом каждый прямоточный воздушно-реактивный двигатель выполнен из кольцевой непрерывно-детонационной камеры сгорания (6), топливо в которую подают через проницаемые матричные форсунки (7), выполненные в виде полуколец, при этом в первой непрерывно-детонационной камере сгорания полукольца топливных форсунок расположены в горизонтальной, а во второй в вертикальной плоскостях, а непрерывно-детонационные камеры сгорания (6) размещены вокруг наружной поверхности форсажных полостей турбореактивных двигателей.

Кроме того, на входе турбореактивных двигателей установлены аддитивные турбовентиляторы, выполненные в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками, при этом внешние лопатки турбовентиляторов (4) входят в третий контур (5), набегающий воздушный поток в котором вызывает вращение турбовентиляторов и, следовательно, валов двигателей, на которых находятся электрогенераторы.

Комбинированные реактивные двигатели для двухмоторного летательного аппарата имеют единую систему управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Система управления включает две подсистемы, одна из которых осуществляет полуавтоматическое управление векторами тяги ПВРД, а вторая автоматическую организацию режима периодической работы. Общими элементами этих систем являются исполнительные элементы, такие как клапаны управления распределительных устройств (10) подачи топлива в непрерывно-детонационные камеры сгорания из бака с топливом (11) и инициаторы детонации (9), а также вычислительное устройство, а различными являются чувствительные элементы - датчики температуры (8) и управляющее воздействие пилота. Система управления (12) связана с инициаторами детонации (9), выходами датчиков температуры (8) и распределительным устройством (10) и управляющим воздействием пилота.

В комбинированных двигателях исключено отрицательное влияние ударных волн, идущих в непрерывно-детонационных камерах сгорания вверх по потоку, на работу двухконтурных турбореактивных двигателей. Для этого кольцевые камеры сгорания размещены вокруг наружных поверхностей двухконтурных турбореактивных двигателей в районе форсажной полости (Фиг. 1).

Электроэнергией летательный аппарат может обеспечивать вспомогательная силовая установка, путем вращения вала электрогенератора. Если электрогенератор установлен на валу ТРДД, то при выключении двигателя прекращается вращение вала и, следовательно, выработка электроэнергии. В этом случае для обеспечения вращения вала двигателя используются аддитивные турбовентиляторы, которые выполнены в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками. Внешние лопатки аддитивных турбовентиляторов (4) турбореактивных двигателей размещены в третьих контурах (5), и при отключении ТРДД высоконапорный воздушный поток поступает в третий контур, вызывая вращение турбовентиляторов и, следовательно, вала двигателя, на котором находится электрогенератор.

Комбинированные реактивные двигатели двухмоторного летательного аппарата работают следующим образом. При взлете, посадке и увеличении скорости полета до М≤3 работают только два ТРДД в обычных традиционных режимах. При достижении ЛА скорости М>3 и для ее дальнейшего увеличения оба ТРДД выключают путем прекращения подачи в них воздуха и топлива. Для чего подают команду на закрытие распределительных устройств (10) и на клапаны створок воздухозаборников (3), которые срабатывая, перемещают створки в положение, закрывающее вход набегающего воздушного потока на входы ТРДД. Одновременно створки воздухосборников направляют набегающий воздушный поток на входы третьих контуров и далее на входы ПВРД. При этом запускают в каждой ПВРД непрерывно-детонационные камеры сгорания, создающие тягу, увеличивающую скорость полета ЛА.

Управление направлением полета летательного аппарата с комбинированными двигателями при взлете, посадке и полете со скоростями М≤3 осуществляется путем механического отклонения в ТРДД реактивного сопла. Отклонение сопла на угол α, создает момент поворота ЛА относительно его центра тяжести. Величина момента зависит от плеча h, силы и угла отклонения реактивного сопла. При этом способность быстрого изменения угла отклонения сопла α и наличие большого плеча h позволяют осуществлять эффективное маневрирование ЛА (Фиг. 6).

При полете летательного аппарата (ЛА) со скоростью М>3 турбореактивные двигатели выключаются и не осуществляют управление векторами тяги. В этом случае управлять направлением движения ЛА необходимо путем изменения вектора тяги ПВРД. Использовать для этой цели механические способы управления вектором тяги практически невозможно, так как сила скоростного напора воздуха становится больше силы, отклоняющей реактивное сопло. При больших сверхзвуковых скоростях полета М>3 управлять полетом можно только при использовании газодинамического способа управления вектором тяги ПВРД.

Предложенный способ управления силовой установкой предполагает газодинамический способ управления вектором тяги ПВРД, основанный на создании двух разных по величине реактивных тяг, разность значений между которыми используют для формирования момента, поворота летательного аппарата. Суть способа управления вектором тяги ПВРД при скорости полета более 3 Махов состоит в следующем.

В первой непрерывно-детонационной камере сгорания полукольца топливных форсунок расположены в горизонтальной, а во второй в вертикальной плоскостях (Фиг. 2). Когда в первом двигателе секундный расход топлива в обоих полукольцах одинаковый, а во втором двигателе в одном полукольце увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце его уменьшают, то на выходе НДКС возникают две разные по величине тяги R₁ и R₂, разность которых равна ΔR₁=R₂-R₁. Расстояние между центром тяжести ЛА и местом нахождения НДКС является плечом h, в результате управляющий момент М₁=ΔR₁ х h обеспечивает поворот ЛА влево в горизонтальной плоскости. Если R₁ больше R₂, то ΔR₂=R₁-R₂, создает момент М₂=ΔR₂×h, обеспечивающий поворот ЛА вправо в горизонтальной плоскости (Фиг. 6). Аналогично обеспечивают управление ЛА в вертикальной плоскости при изменении массового расхода топлива во втором комбинированном двигателе, при условии, что в первом двигателе ΔR=0. При изменении значений реактивных тяг в обоих двигателях создают моменты M₁, М₂, М₃, М₄ и в зависимости от их сочетаний обеспечивают изменение полета ЛА в различных направлениях (всеракурсное управление вектором тяги). Управление вектором тяги обеспечивает система управления, которая по команде пилота, осуществляет с помощью распределительных устройств изменение массового расхода топлива в соответствующих НДКС.

Для увеличения дальности полета двухмоторного летательного аппарата с комбинированными реактивными двигателями при скорости М>3 необходимо увеличить время непрерывной работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей, созданных на основе непрерывно-детонационных камер сгорания. При детонационном режиме горения химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной детонационной волной.

При конечной толщине стенок камеры сгорания температура ее поверхности растет, приближаясь к температуре продуктов сгорания, превышающей температуру плавления материала стенки. Поэтому при длительных режимах работы камеры сгорания ее стенки требуют принудительного охлаждения. Эффективное охлаждение непрерывно детонационных камер сгорания позволит увеличить время их непрерывной работы.

Предложенный способ управления силовой установкой позволяет увеличить время непрерывной работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что обеспечивает увеличение дальности полета летательного аппарата при использовании комбинированных двигателей.

Увеличение времени непрерывной работы ПВРД осуществляют комплексно за счет охлаждения непрерывно-детонационной камеры сгорания по следующим направлениям:

- изготавливают камеры сгорания из термостойкого с улучшенными прочностными характеристиками материала, обладающего высокой усталостной прочностью;

- организуют периодический режим работы камеры сгорания, обеспечивающей охлаждение ее внутренней стенки воздушным потоком.

Непрерывно-детонационные камеры сгорания ПВРД работают в условиях высоких температур (1500-2500° К) и подвергаются жестким местным нагревам, поэтому камеры сгорания необходимо выполнить из материала имеющего высокую жаростойкость и умеренную жаропрочность (рабочее напряжение 15-20 МПа). Материал должен обладать способностью противостоять многократным быстрым нагревам и охлаждениям. Количество таких колебаний температуры, которые способен выдержать материал камеры сгорания, определяется числом, характеризующим значение его усталостной прочности. Таким образом, материал камеры сгорания должен сохранять в условиях высоких температур свою структуру и не деформироваться под действием нагрузки, а также иметь высокую теплопроводность, низкие коэффициенты линейного расширения и высокую усталостную прочность.

Анализ характеристик материалов для изготовления камер сгорания показывает, что не один из них не сможет выдержать температуру газового потока камеры сгорания 2500К, которая возникает при полете летательного аппарата со скоростью 5 Махов. В связи с чем, необходимо в процессе детонационного горения обеспечить охлаждение стенок камеры сгорания до температуры, значение которой выдерживает материал камеры сгорания.

Увеличение времени непрерывной работы комбинированных двигателей в предложенном способе управления силовой установкой достигается за счет охлаждения внутренних стенок непрерывно-детонационной камеры сгорания. Охлаждение внутренних стенок камеры сгорания обеспечивается организацией ее периодической работы. Способ организации периодической работы состоит в том, что процесс детонационного горения осуществляют до момента достижения температуры стенок камеры сгорания значения T_P=Т_кр-ΔT, где Т_кр - критическая температура стенки камеры сгорания, при которой она разрушается, a ΔT - уровень снижения Т_кр до рабочего состояния камеры сгорания. В момент достижения стенками температуры T_P прекращают подачу топлива в камеру сгорания и процесс детонационного горения прекращается. Воздух, который раньше поступал на вход камеры сгорания в качестве окислителя, становится хладагентом, охлаждая полость кольцевой внутренней стенки камеры сгорания. Когда температура стенки снизится до заданного начального значения Т_Н, осуществляют подготовку и запуск камеры сгорания. Таким образом, длительность одного периода работы камеры сгорания складывается из промежутка времени детонационного горения Δt г, и промежутков времени охлаждения ее стенок и подготовки камеры сгорания к очередному запуску Δt_O. (Фиг. 4).

При реализации способа периодической работы детонационной камеры сгорания сумма времен детонационного горения определяет интервал непрерывной работы ПВРД и зависит от числа периодов п. Максимальное время непрерывной работы камеры сгорания возникает тогда, когда количество периодов равно значению усталостной прочности материала камеры сгорания.

Режим периодической работы ПВРД автоматизирован с помощью системы автоматического управления, состоящей из вычислительного устройства, чувствительных и исполнительных элементов. Чувствительными элементами являются датчики температуры, установленные на стенках камеры сгорания, а исполнительными - управляющие клапаны подачи жидкого топлива и клапан инициатора детонации. Выходы датчиков температуры связаны с входом вычислительного устройства, выходы которого соединены с клапанами инициатора детонации и подачи топлива. Вычислительное устройство осуществляет сравнение текущих температур стенок камеры сгорания с заданными рабочей или начальной температурами и выдачу управляющих команд на исполнительные элементы. При периодическом режиме работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей период работы каждого из них будет состоять из времени детонационного горения Δt г, при котором создается реактивная тяга и времени охлаждения и подготовки к запуску камеры сгорания Δto, при котором реактивная тяга отсутствует. Если у первой и второй прямоточных камерах сгорания Δt г = Δto, то смещая время начала работы второй камеры сгорания относительно первой на величину Δt г получим, что когда у первой камеры сгорания начинается суммарный период охлаждения, подготовки и запуска, у второй наступает период детонационного горения (Фиг. 4). В результате в каждом периоде после детонационного горения первой камеры сгорания начинается детонационное горение второй камеры сгорания. В этом случае, в каждом периоде первая и вторая камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий тягу, характер которой представлен на Фиг. 5.

1. Силовая установка летательного аппарата, включающая комбинированный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющая два воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя, отличающаяся тем, что для двухмоторного летательного аппарата силовая установка содержит два комбинированных двигателя, в которых каждый турбореактивный двигатель выполнен трехконтурным с форсажной полостью, при этом воздухозаборники летательного аппарата, имеющие две управляемые створки, соединены с входами трехконтурных турбореактивных двигателей, а третьи воздушные контуры связаны с входами прямоточных воздушно-реактивных двигателей, при этом прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, размещенные вокруг наружных поверхностей форсажных полостей турбореактивных двигателей, при этом каждая непрерывно-детонационная камера сгорания содержит проницаемые матричные форсунки, которые выполнены в виде полуколец, при этом в непрерывно-детонационной камере сгорания одного двигателя полукольца топливных форсунок размещены в горизонтальной плоскости, а в непрерывно-детонационной камере сгорания другого двигателя в вертикальной плоскости, при этом вертикальная и горизонтальная оси симметрии между полукольцами взаимно перпендикулярны.

2. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что на входе турбореактивных двигателей установлены аддитивные турбовентиляторы, в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками, при этом внешние лопатки турбовентиляторов размещены в третьем контуре турбореактивного двигателя.

3. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что она включает единую систему управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями, которая включает подсистему полуавтоматического управления векторами тяги, и подсистему автоматической организации периодической работы непрерывно-детонационных камер сгорания.

4. Силовая установка летательного аппарата по п. 3, отличающаяся тем, что на наружных поверхностях стенок камер сгорания установлены датчики температуры, узлы подачи жидкого топлива и инициатор детонации, снабженные клапанами, при этом создана система автоматического управления, которая включает вычислительное устройство, чувствительные элементы - датчики температуры и исполнительные элементы - клапаны инициатора детонации и узлов подачи жидкого топлива, при этом датчики температуры связаны с входом вычислительного устройства, выходы которого соединены с клапанами инициатора детонации и узлами подачи топлива

5. Способ управления силовой установкой летательного аппарата, выполненной по пп. 1-4, отличающийся тем, что использует традиционное управление турбореактивными двигателями при взлете, посадке и полете со скоростями Маха М≤3, а при достижении скорости полета М>3 по команде пилота управляемые створки воздухозаборников переключают, тем самым выключают турбореактивные двигатели и включают прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые увеличивают скорость полета летательного аппарата до М>5, при этом управление вектором тяги осуществляют с помощью полуавтоматической системы управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями путем создания у них управляемых векторов тяги, для чего в одном полукольце проницаемой матричной форсунки увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце уменьшают, в результате на выходе непрерывно-детонационных камер сгорания возникают две разные по величине реактивные тяги, разность значений между которыми используют для формирования момента, обеспечивающего поворот летательного аппарата в горизонтальной или вертикальной плоскостях, а при одновременном изменении массового расхода топлива в вертикальных и горизонтальных плоскостях в обеих непрерывно-детонационных камерах сгорания обеспечивают всеракурсное управление вектором тяги.

6. Способ управления силовой установкой летательного аппарата по п. 5, отличающийся тем, что с помощью системы автоматического управления осуществляют сравнение текущих температур наружных поверхностей стенок непрерывно-детонационной камеры сгорания с заданными рабочей или начальной температурами и выдают управляющие команды на исполнительные элементы, которые обеспечивают или период детонационного горения или период охлаждения и подготовки к запуску непрерывно-детонационных камер сгорания, при этом смещают время начала работы второй непрерывно-детонационной камеры сгорания относительно первой непрерывно-детонационной камеры сгорания на величину времени детонационного горения в результате в каждом периоде первая и вторая непрерывно-детонационные камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий непрерывную реактивную тягу летательного аппарата, при этом определяют текущее число периодов, при которых время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания будет равно сумме интервалов времен детонационного горения, а при равенстве числа периодов - значению числа усталостной прочности материала, определяют максимальное время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания.