Гиперзвуковой, воздушно реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным “один в другом”.

Патент 2524591.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к двигателям реактивным авиационным, ракетным, камера детонационно-пульсирующего сгорания которого способна развивать гиперзвуковые скорости распространения пламени с условным ростом в сторону бесконечного увеличения.

Техническим результатом изобретения является дальнейшее совершенствование и повышение эффективности работы известных детонационно-пульсирующих тяговых модулей, освоение принципиально новой технологии их работы.

Сущность изобретения заключается в дальнейшем совершенствовании технологии использования разреженного пространства, образующегося после отражения ударной волны от рабочей поверхности полусферического резонатора (известный эффект Гартмана-Шпренгера), с тем чтобы увеличить рабочий объем разрежения для последующего его заполнения паровоздушной или другой газовой топливной смесью во взрывоопасной концентрации с целью получения нескольких взрывных объемов подряд с их взаимно усиливающим наложением друг на друга в продольном направлении летательного аппарата (в направлении единственно имеющейся степени свободы), с целью дальнейшего осуществления возможности одновременного самовоспламенения части топливной смеси в замкнутом объеме одного из них, которое обеспечивает условную возможность роста скорости распространения пламени в сторону бесконечного увеличения.

Сущность изобретения заключается также в конструктивном совмещении гиперзвукового реактивного потока от конусно-круговой детонационно-пульсирующей камеры сгорания со сверхзвуковым реактивным потоком проточного воздушного канала летательного аппарата «один в другом», т.е. сверхзвуковой реактивный поток находится внутри гиперзвукового.

Описание изобретения.

Известны способы получения тяги в детонационно-пульсирующих тяговых модулях по патентам РФ №94031235, №2066426, №2078974, №22822044, №2034996, расчетно-экспериментальное исследование МАИ к.т.н Ларионова С.Ю., которые отличаются непременным наличием газодинамических резонансных трубок разного количества, неизвестной частотой пульсаций процесса детонации.

Наиболее близким к предлагаемому является тяговый детонационно-пульсирующий модуль, по патенту РФ №2249121 состоящий из резонатора с кольцевым соплом подачи топливной смеси, газогенератора сжигания воздушно топливной смеси, отсеком подачи топлива в продукты сгорания для организации процесса пиролиза, с последующим смешением продуктов пиролиза с воздушным потоком и подачи этой окончательной смеси в резонатор через кольцевое сопло-прототип.

Основным недостатком известного тягового модуля являются: -

- заведомо запланированная необходимость потери (выброса в атмосферу) как минимум 50% топливовоздушной смеси.

- неизвестно влияние разреженной атмосферы на качество работы известного модуля в связи со срывом волны разрежения сразу по срезу резонатора.

Техническим результатом, на достижение которого направлено данное изобретение заключается в устранении выше отмеченных недостатков детонационно-пульсирующего тягового модуля-прототипа, а также: -

- в увеличении рабочего объема разрежения для последующего его заполнения паровоздушной или другой взрывоопасной газовой топливной смесью,

- в создании условий одновременного получения нескольких взрывных объемов подряд с их взаимно усиливающим наложением друг на друга,

- в возможности осуществления одновременного воспламенения части топливной смеси в замкнутом объеме для получения возможности условного роста скорости распространения пламени в сторону бесконечного увеличения,

- в создании условий одновременной работы двух параллельных реактивных потоков «один в другом».

Намеченный технический результат достигается тем, что гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель создает два параллельно, «один в другом», работающих реактивных потока сгорания паровоздушной топливной смеси.

Один поток - гиперзвуковой, истекающий из конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего сгорания, объемлющей прямоточный воздушный канал летательного аппарата, другой поток - сверхзвуковой истекающий из сопла прямоточного канала, при этом сопло прямоточного канала является внутренней окружностью сопла истечения гиперзвукового потока из конусно-круговой камеры сгорания, в результате чего прямоточный рабочий сверхзвуковой реактивный поток оказывается внутри гиперзвукового рабочего реактивного потока, истекающего из конусно-круговой камеры сгорания. Оба рабочих реактивных потока оказываются как бы в камере смешения в месте стыковки двух сопел Лаваля, в котором образуется вакуумное разрежение усиливающее (дополнительно разгоняющее) реактивный поток, при этом необходимо иметь в виду взаимно поддерживающее эжекционное влияние обоих реактивных потоков друг на друга.

Конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания имеет смещенное от полусферического резонатора кольцевое сопло подачи увеличенного объема паровоздушной взрывоопасной топливной смеси (или иной) в ее разреженное пространство с использованием известного эффекта (Гартмана-Шпренгера) образования волны разрежения после отражения ударной волны от рабочей поверхности и образования сверхкритического перепада давления в кольцевом сопле полусферического резонатора. Конусная наружная поверхность конусно-круговой камеры сгорания совпадает с входным сопловым участком первого сопла Лаваля, герметично соединенного со вторым, для создания вакуумного разрежения усиливающего (дополнительно разгоняющего) реактивный поток.

Конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания условно делится по длине на участок L-1 - образующий повышенный объем разрежения и всаса первого взрывного объема топливной смеси, и участок L-2 - образующий второй взрывной объем, в котором создаются термодинамические условия (рост давления и температуры) для одновременного самовоспламенения части топливной смеси в закрытом объеме за счет торможения впередиидущей ударной волны в сопловом участке, на выходе из конусно-круговой камеры сгорания, и за счет давления со стороны первого взрывного объема.

Гиперзвуковой, воздушно-реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания имеет два потока подачи воздуха для образования топливной смеси, работающие за счет подпора наружного воздуха во время движения летательного аппарата. Первый поток, идущий из хвостовой части летательного аппарата (возможна подача воздуха и из носовой части), обеспечивает создание взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, с одновременной подачей распыленного топлива форсунками в камеру приготовления как для работы конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего горения подающуюся через кольцевое сопло, так и для работы прямоточного реактивного потока подающуюся через систему охлаждения конусно-круговой камеры сгорания и через кольцевое сопло прямоточного канала. Второй поток подачи воздуха осуществляется через прямоточный канал летательного аппарата, в котором предварительно смешавшись и охладившись от распыленного жидкого топлива поданного через форсунки первого каскада подачи топлива, в дальнейшем движении смешивается с паровоздушной взрывоопасной топливной смесью поданной через кольцевое сопло прямоточного канала.

В конусно-круговой камере детонационно-пульсирующего сгорания, в полусферической ее части имеются: -

- средство зажигания, обеспечивающее воспламенение взрывоопасной топливной смеси в начальный период запуска двигателя,

- термический заряд для прогрева и продувки камеры сгорания, прямоточного канала и установления эжекционной тяги воздуха,

- детонационный стартовый заряд для образования тройной ударной волны с необходимым интервалом для запуска двигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежами с указанием основных частей, из которых состоит гиперзвуковой, воздушно-реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания.

Фиг.1 - продольный разрез летательного аппарата в зоне расположения гиперзвукового, воздушно-реактивного двигателя с детонационно-пульсирующей камерой сгорания.

1 - корпус конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего сгорания, 2 - рабочий объем камеры сгорания, 3 - средство зажигания топливной смеси, 4 - кольцевое сопло конусно-круговой камеры сгорания, 5 - камера приготовления паровоздушной взрывоопасной топливной смеси, 6 - звено герметично соединенных двух сопел Лаваля, 7 - зона разрежения, 8 - термический заряд для прогрева и продувки камеры сгорания, прямоточного канала и установления эжекционной тяги и подготовки двигателя к запуску, 9 - детонационный стартовый заряд для образования тройной ударной волны с необходимым интервалом для запуска двигателя, 10 - воздухозабор в хвостовой части летательного аппарата, 11 - корпус летательного аппарата, 12 - объем топливного запаса, 13 - прямоточный канал, 14 - первый каскад форсунок подачи распыленного топлива в прямоточный канал, 15 - кольцевое сопло прямоточного канала обеспечивающее подачу паровоздушной топливной смеси, 16 - каскад форсунок подачи распыленного топлива в камеру приготовления паровоздушной топливной смеси, L-1 - участок повышенного объема разрежения и всаса первого взрывного объема топливной смеси, L-2 - участок, образующий второй взрывной объем, в котором создаются термодинамические условия (рост давления и температуры) для одновременного самовоспламенения части топливной смеси в закрытом объеме за счет торможения впередиидущей ударной волны в сопловом участке, на выходе из конусно-круговой камеры сгорания и за счет давления со стороны первого взрывного объема.

Фиг.2 - технологическая цепочка работы гиперзвуковой детонационно-пульсирующей камеры сгорания в цилиндрическом исполнении.

зона «С» - зона торможения очередной ударной волны на входе в сопло истечения из камеры сгорания.

зона «В» - зона очередного закрытого взрывного объема, где образуются повышенные термодинамические условия (давление, температура) и одновременного самовоспламенения части топливной смеси, что способствует условному росту скорости распространения пламени в сторону бесконечного увеличения,

зона «А» - зона начальной стадии образования ударной волны очередного взрывного объема,

строка I - ударная волна детонационного стартового заряда прошла кольцевое сопло камеры сгорания, оставив за собой разреженный объем, в нем создала сверхкритический перепад давления для всаса топливной смеси в зоне «А», в результате произошло взрывное возгорание, образование ударной волны, полосы горения и волны разрежения,

строка II - стартовая ударная волна затормозилась в сопловом устройстве зоны «С» на выходе из камеры сгорания, за ней в зоне «В» образовалась зона очередного закрытого взрывного объема зажатая между заторможенной волной в зоне «С» и ударной волной взрывного объема зоны «А».

строки III, IV, V - дальнейшее продвижение взрывных объемов по всем технологическим зонам с образованием зоны разрежения в зоне «Д» строки IV, V при прохождении реактивного потока через нее.

Принцип работы гиперзвукового, воздушно-реактивного двигателя с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным «один в другом».

Летательный аппарат, оснащенный гиперзвуковым, воздушно-реактивным двигателем с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным «один в другом» способен осуществлять наземный старт без отделяющегося отсека двигателя ускорителя при использовании паровоздушной, взрывоопасной концентрации, топливной смеси (например, с содержанием паров керосина в 1,5-7,5% от объема смеси) или иной смеси газов. Старт обеспечивается включением термического заряда 8, находящегося в полусферическом резонаторе рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания 2, при этом производится прогрев, продувка и подготовка камеры сгорания к запуску, продувка части прямоточного канала 13 и звена сопел Лаваля 6. Во время продувки идет подготовка паровоздушной топливной смеси за счет подсоса воздуха через воздухозабор 10, подачи топлива каскадом форсунок 16 в камеру приготовления топливной смеси 5 и за счет эжекции осуществляется предварительный подсос воздуха в конусно-круговую камеру сгорания 2 через кольцевое сопло 4. После отработки термического заряда 8 включается детонационно-стартовый заряд 9 для образования трех импульсов ударной волны с необходимыми интервалами, которые и образуют начальные периоды разрежения в зоне «А» для подсоса паровоздушной взрывоопасной топливной смеси, заполняющей через кольцевое сопло 4 всю зону «А», где тут же она и воспламеняется от средства детонации (зажигания) 3, образовавшаяся при этом ударная волна с фронтом пламени и волной разрежения, пройдя кольцевое сопло 4, за собой снова образует сверхкритический перепад давления и обеспечивает подсос очередного объема топливной смеси в зону «А», который и воспламеняется тут же, а перед собой имея в зоне «В» свой объем топливной смеси и заторможенную во входном конфузоре сопла Лаваля 6 предшествующую ударную волну. В результате в зоне «В» создалась зона закрытого взрывного объема, где образуются повышенные термодинамические условия (давление, температура), способствующие одновременному самовоспламенению части топливной смеси, что ведет к условному росту скорости распространения пламени в сторону бесконечности. Далее описанный цикл внутри конусно-круговой камеры сгорания повторяется, а гиперзвуковая ударная волна из зоны «С», войдя в зону «Д», осуществляет внутреннюю эжекцию потока топливной смеси из прямоточного канала 13, который, смешавшись с распыленным топливом от каскада форсунок 14 и с парами топлива от кольцевого сопла 15 прямоточного канала 13, подошел к месту своего сверхзвукового сгорания и смешения двух реактивных потоков от конусно-круговой камеры сгорания и от прямоточного канала. Смешанный и взаимно усиленный реактивный поток дополнительно ускоряется в зоне разрежения 7 стыковки двух сопел Лаваля.

Заявленное решение соответствует критерию «изобретательский уровень», так как оно характеризуется новой совокупностью признаков, таких как:

- устранением заведомо запланированныхе 50% потерь выброса в атмосферу топливной смеси,

- созданием условий одновременного получения нескольких взрывных объемов подряд в пределах объема камеры сгорания с возможностью их взаимноусиливающим наложением друг на друга,

- осуществлением одновременного воспламенения части топливной смеси в замкнутом объеме для получения возможности условного роста скорости в сторону бесконечного увеличения,

- создание возможности одновременной работы двух параллельных реактивных потоков «один в другом».

1. Гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель имеет детонационно-пульсирующую конусно-круговую камеру сгорания, объемлющую прямоточный реактивный рабочий канал в результате чего происходит совмещение гиперзвукового рабочего реактивного потока конусно-круговой камеры сгорания со сверхзвуковым рабочим реактивным потоком прямоточного канала «один в другом», конусно-круговая детонационно-пульсирующая камера сгорания имеет кольцевое сопло подачи паровоздушной взрывоопасной топливной смеси, участок образования повышенного объема разрежения и всаса первого взрывного объема, участок, образующий второй взрывной объем, участок торможения впередиидущей ударной волны на выходе из конусно-круговой камеры сгорания, совпадение наружной конусной поверхности конусно-круговой камеры сгорания с входным сопловым участком первого сопла Лаваля, герметично соединенного со вторым, образующим в месте стыковки двух сопел Лаваля камеру смешения гиперзвукового и сверхзвукового рабочих реактивных потоков, средство зажигания, обеспечивающее воспламенение взрывоопасной топливной смеси в начальный период запуска двигателя, термический заряд для прогрева и продувки камеры сгорания, прямоточного канала и установления эжекционной тяги воздуха, детонационный стартовый заряд для образования тройной ударной волны с необходимым интервалом для запуска двигателя, два потока подачи воздуха, для образования топливной смеси, работающие за счет подпора наружного воздуха во время движения летательного аппарата, первый поток, идущий из хвостовой части летательного аппарата, обеспечивает создание взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, с одновременной подачей распыленного топлива каскадом форсунок в камеру приготовления, как для работы конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего горения, подающейся через кольцевое сопло, так и для работы прямоточного реактивного потока подающейся через систему охлаждения конусно-круговой камеры сгорания и через кольцевое сопло прямоточного канала, второй поток подачи воздуха осуществляется через прямоточный канал летательного аппарата, в котором, предварительно смешавшись и охладившись от распыленного жидкого топлива, поданного через форсунки первого каскада подачи топлива, в дальнейшем движении смешивается с паровоздушной взрывоопасной топливной смесью, поданной через кольцевое сопло прямоточного канала.

2. Гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания имеет зону осуществления возможности одновременного самовоспламенения части топливной смеси в замкнутом объеме второго взрывного объема, находящегося между первым взрывным объемом и заторможенной впередиидущей ударной волной на выходе из сопла камеры сгорания, которое обеспечивает условную возможность роста скорости распространения пламени в сторону бесконечного увеличения.