Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем - RU2623134C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к реактивной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов (ЛА).

Одним из главных направлений в решении проблемы повышения дальности и скорости полета летательных аппаратов с внутриатмосферной зоной эксплуатации является использование интегральных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). В этих двигателях благодаря интеграции могут быть наилучшим образом реализованы преимущества ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) в стартовой ступени и высокие экономические показатели ПВРД в маршевой ступени.

В качестве стартовой ступени используется РДТТ, осуществляющий разгон ЛА до числа Маха (М) включения маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Существует ряд изделий, для которых требуется обеспечить минимальную массу сбрасываемых элементов конструкции при переходе с режима разгона ЛА на режим работы маршевого двигателя. Размещение стартовой ступени требует выделения значительных объемов при жестких габаритных ограничениях, поэтому современные компоновки двигательных установок основаны на максимальной интеграции стартовой и маршевой ступеней.

Интерес для использования в качестве маршевого двигателя в комбинированном прямоточном воздушно-реактивном двигателе представляет прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем (ПВРДТ). В таком двигателе маршевый режим работы реализуется при сжигании в воздушном потоке одного или нескольких зарядов твердого горючего. К достоинствам ПВРДТ следует отнести относительную простоту конструкции, высокие энергетические характеристики твердых горючих, повышенную надежность работы и способность к авторегулированию в определенных пределах при изменении летно-технических характеристик.

Известна двигательная установка (патент США №4841724 МПК F02K 7/18), в которой в качестве стартовой ступени используется РДТТ в отдельном корпусе. Стартовая ступень соединена с маршевой ступенью в виде ПВРД при помощи пироболтов. При достижении требуемой скорости разгона и выработки топлива стартовая ступень отделяется от двигательной установки подрывом пироболтов, и происходит запуск маршевой ступени.

Недостатком такого решения является большая масса сбрасываемых элементов конструкции при переходе с режима разгона на режим работы прямоточного двигателя, что не всегда допустимо.

Известен комбинированный ракетно-прямоточный двигатель (патент США №5537815, МПК F02K 7/18), содержащий газогенератор с зарядом твердого топлива, четырехпатрубковый воздухозаборник и камеру сгорания, в которой расположен стартовый бессопловой ракетный двигатель твердого топлива (БСРДТТ). БСРДТТ обеспечивает разгон летательного аппарата до расчетного значения числа М начала работы маршевого двигателя. После этого камера сгорания служит для смешивания продуктов газогенерации с поступающим потоком воздуха и их дожигания. Такая конструкция обеспечивает отсутствие сбрасываемых в полете элементов двигателя.

Недостатком такой конструкции являются большие габаритные размеры, связанные с последовательным размещением стартовой и маршевой ступеней. Кроме того, параметры работы газогенератора не зависят от внешних условий, и поэтому остро стоит проблема регулирования расхода продуктов газогенерации твердого топлива, что приводит к усложнению конструкции.

Известна двигательная установка (Л.С. Яновский, В.Н. Александров и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М.: ИКЦ «Академкнига», 2006, с. 193, рис. 4.2), в которой стартово-разгонный РДТТ встроен в камеру сгорания ПВРД и остается в ней до полного окончания работы двигательной установки. Такая конструкция обеспечивает относительно малые габаритные размеры двигательной установки.

Недостатком такой конструкции является использование жидкого горючего для маршевой ступени, что требует наличия системы подачи и регулирования расхода жидкого горючего. Это приводит к снижению его надежности и увеличению массы.

Наиболее близким аналогом, выбранным за прототип, является комбинированный ПВРД на твердом горючем (SFIRR, USA) для авиационной противокорабельной ракеты повышенной дальности (В.В. Гаврилов, Л.А. Клименко и др. Иностранные авиационные двигатели. М.: Изд. Дом «Авиамир», 2005, с. 347, рис. 1) с перепуском воздуха с встроенным РДТТ в качестве стартовой ступени. Двигательная установка содержит камеру сгорания с размещенным в ней канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, заряд твердого топлива стартовой ступени, стабилизатор пламени, воздухозаборное устройство с каналами подачи и перепуска воздуха, заглушки воздухозаборников (не показано) и каналов перепуска, смесительное устройство, стартовое и маршевое сопла.

Двигатель оснащен воздухозаборным устройством (ВЗУ) с подлокаторным сегментно-кольцевым входом и имеет короткий криволинейный канал для подачи воздуха в переднюю часть камеры сгорания, а также протяженный переходный канал для перепуска части расхода воздуха через отверстия в камере сгорания, расположенные за торцом размещенного в ней маршевого заряда углеводородного твердого горючего. Ввод воздуха осуществляется под углом 90° к оси камеры сгорания на 90° сегменте по окружности. Воздух для перепуска отбирается из периферийных по ширине участков кольцевого сегментного входа. Для увеличения прочности и жесткости конструкции на входном участке воздухозаборника имеются пилоны, связывающие нижнюю и верхнюю стенки. Стартовая ступень интегрирована с трактом ПВРД и представляет собой прочно скрепленный заряд твердого топлива, размещенный в задней части камеры сгорания и в четырех пазах маршевого топлива, и стартовое сопло. Размещение заряда в пазах маршевого горючего обеспечивает хорошее объемное заполнение двигателя, улучшает воспламенение маршевого горючего, а уступы позволяют развить начальную поверхность горения маршевого горючего. На режиме разгона вход воздухозаборника закрыт прочными сбрасываемыми заглушками (не показано). Для стабилизации процесса горения и равномерного распределения потока воздуха в прямоточном тракте перед передним торцом маршевого горючего расположен инжектор, а для хорошего смешения продуктов первичного горения заряда с воздухом за задним торцом заряда маршевого горючего имеется смесительная диафрагма, которая обеспечивает смешение воздуха перепуска с продуктами первичного горения маршевого горючего в первом контуре камеры сгорания.

Заряд твердого топлива стартовой ступени обеспечивает разгон ЛА до числа М начала работы маршевого двигателя. На маршевом режиме воздух, поступающий из ВЗУ, разделяется на две части: меньшая поступает в канал заряда твердого горючего, а остальная часть подается в камеру сгорания по каналам перепуска воздуха. Воздух, поступающий в канал заряда твердого горючего маршевой ступени, используется для первичной газификации горючего. Образующиеся первичные продукты газификации, обогащенные горючими компонентами, поступают далее в свободный объем камеры сгорания, где смешиваются с воздухом из каналов перепуска и дожигаются.

Техническое решение с размещением заряда твердого топлива стартовой ступени в канале заряда твердого горючего позволяет уменьшить габаритные размеры двигательной установки, но при этом имеет ряд недостатков.

Непосредственная отливка твердого топлива стартовой ступени в канал заряда твердого горючего маршевой ступени существенно усложняет конструкцию.

Работа двигательной установки на маршевом режиме возможна только после полного выгорания заряда стартовой ступени, что приводит к некоторому провалу тяги в конце режима разгона и начале маршевого режима, что может привести к снижению скорости ЛА и незапуску ВЗУ маршевой ступени. Для предотвращения такой работы масса заряда твердого топлива стартовой ступени принимается избыточной.

На маршевом режиме выгорание заряда горючего происходит неравномерно по длине, на выходе из канала горения унос твердого горючего больше, чем на входе.

Общая камера сгорания для режима разгона и маршевого режима требует повышенной прочности для работы при высоком давлении, что приводит к заметному увеличению массы двигательной установки. Для работы стартовой ступени на низком давлении применяются топлива с невысокой энергоемкостью. При этом существенно снижается удельный импульс.

В основу изобретения положены следующие задачи:

- снижение массы сбрасываемых элементов конструкции при переходе с режима разгона на режим работы маршевой ступени;

- улучшение массогабаритных характеристик двигательной установки;

- повышение надежности двигательной установки;

- обеспечение плавного перехода на маршевый режим;

- форсирование тяги двигательной установки в начале работы маршевой ступени;

- обеспечение равномерности сгорания заряда твердого горючего на маршевом режиме.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении удельных импульсов стартовой и маршевой ступеней двигательной установки.

Поставленные задачи решаются тем, что интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем (ИПВРДТ) содержит воздухозаборное устройство с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло. Причем каналы подачи и перепуска воздуха соединяют воздухозаборное устройство с камерой сгорания в передней и задней частях заряда твердого горючего маршевой ступени.

Новым в изобретении является то, что заряд твердого топлива стартовой ступени выполнен в цилиндрическом корпусе и размещен центрально с кольцевым зазором в передней части камеры сгорания, причем на наружной поверхности корпуса стартовой ступени установлен дополнительный кольцевой заряд твердого горючего.

При такой конструкции ИПВРДТ:

- размещение заряда твердого топлива стартовой ступени в отдельном корпусе центрально обеспечивает снижение массы сбрасываемых элементов конструкции при переходе с режима разгона ЛА на режим работы маршевой ступени за счет отсутствия сбрасываемого сопла;

- размещение заряда твердого топлива стартовой ступени, рабочий режим которой осуществляется при давлении до 10 МПа, в отдельном корпусе центрально обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик двигательной установки за счет снижения толщины стенок камеры сгорания маршевой ступени до величины, необходимой для обеспечения прочности при рабочем давлении до 0,7 МПа на маршевом режиме работы;

- размещение заряда твердого топлива стартовой ступени в отдельном корпусе центрально обеспечивает повышение удельного импульса стартовой ступени за счет допустимого повышения рабочего давления на стартово-разгонном режиме при приемлемом увеличении массы двигательной установки;

- соосное расположение корпуса стартовой ступени и заряда твердого горючего маршевой ступени обеспечивает надежный запуск воздухозаборного устройства и плавный переход ЛА по скорости на маршевый режим за счет возможности запуска маршевой ступени до полного выгорания заряда стартовой ступени;

- горение дополнительного кольцевого заряда твердого горючего на наружной поверхности корпуса стартовой ступени обеспечивает форсирование двигателя в начале маршевого режима работы двигателя за счет перераспределении расхода воздуха между контурами двигателя и увеличения тяги;

- наличие дополнительного кольцевого заряда твердого горючего на наружной поверхности корпуса стартовой ступени обеспечивает равномерное сгорание заряда твердого горючего маршевой ступени за счет дополнительного теплового потока к поверхности заряда в передней части.

Развитие и уточнение совокупности существенных признаков изобретения для частных случаев его выполнения дано далее:

- выполнение наружной поверхности дополнительного заряда с углом конусности до 30 градусов к оси двигателя обеспечивает равномерное выгорание дополнительного и основного зарядов горючего маршевой ступени. При увеличении угла конусности свыше 30 градусов происходит чрезмерное загромождение проточного тракта, что ведет к снижению коэффициента восстановления полного давления и, следовательно, тяги двигателя;

- смещение дополнительного заряда горючего относительно переднего торца заряда маршевой ступени по оси в сторону маршевого сопла на расстояние от 1 до 3 наружных диаметров корпуса стартового двигателя обеспечивает расположение дополнительного заряда в области высоких значений плотности тока газа, что снижает потребную массу дополнительного заряда горючего. При расположении дополнительного заряда вблизи торца заряда маршевой ступени на расстоянии менее одного диаметра корпуса стартового двигателя происходит загромождение входного сечения проточного тракта. При смещении дополнительного заряда горючего относительно переднего торца заряда маршевой ступени на расстояние более трех наружных диаметров в передней части заряда маршевой ступени не обеспечиваются высокие значения плотности тока газа и теплового потока к поверхности горения;

- изготовление дополнительного заряда твердого горючего с добавлением не менее 10% металлических частиц (алюминий, магний и т.д.) в виде мелкодисперсного порошка обеспечивает заданное форсирование тяги в начале работы маршевой ступени за счет повышения энергоемкости горючего. Меньшее содержание металлических частиц в составе твердого горючего не обеспечивает требуемого повышения энергоемкости горючего.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи:

- обеспечено снижение массы сбрасываемых элементов конструкции при переходе с режима разгона на режим работы маршевой ступени;

- улучшены массогабаритные характеристики двигательной установки;

- повышена надежность двигательной установки;

- обеспечена возможность форсирования тяги в начале работы маршевой ступени;

- обеспечен плавный переход на маршевый режим;

- обеспечено равномерное сгорание заряда твердого горючего на маршевом режиме.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции и функционирования интегрального прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом горючем со ссылкой на чертеж.

Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит (см. чертеж) воздухозаборное устройство 1 с каналами 2, 3 соответственно подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания 4 с размещенным в передней части канальным зарядом 5 твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени 6, заряд 7 твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло 8. Причем каналы 2, 3 подачи и перепуска воздуха соединяют воздухозаборное устройство 1 с камерой сгорания 4 в передней и задней частях заряда 5 маршевой ступени. Заряд 7 твердого топлива стартовой ступени выполнен в цилиндрическом корпусе 9 и размещен центрально с кольцевым зазором в передней части камеры сгорания 4. На наружной поверхности корпуса 9 стартовой ступени установлен дополнительный кольцевой заряд 10 твердого горючего. Наружная поверхность дополнительного заряда 10 твердого горючего имеет угол конусности до 30 градусов к оси интегрального двигателя в сторону сопла 8 или воздухозаборного устройства 1. Дополнительный заряд 10 твердого горючего смещен относительно переднего торца заряда 5 маршевой ступени по оси в сторону маршевого сопла 8 на расстояние от 1 до 3 наружных диаметров корпуса 9 стартового двигателя. Дополнительный заряд твердого горючего выполнен из топлива ЛК-6Т и изготовлен с добавлением не менее 10% металлических частиц в виде мелкодисперсного порошка с массовой теплотой сгорания более 24000 кДж/кг. Заряд 5 маршевой ступени изготовлен из борсодержащего горючего ДАМСТ+В с массовой теплотой сгорания более 43000 кДж/кг (см. Л.С. Яновский, В.Н. Александров и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М.: ИКЦ «Академкнига», 2006, стр. 72, Таблица 2.2 и стр. 149, Таблица 3.8).

Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель функционирует следующим образом.

При срабатывании воспламенительного устройства (не показано) поджигается поверхность заряда 7 твердого топлива стартовой ступени. Работа стартового двигателя реализуется при высоком рабочем давлении, что приводит к высоким тягово-экономическим показателям стартовой ступени. В процессе работы стартового двигателя происходит увеличение скорости полета ЛА. На режиме разгона вход воздухозаборного устройства 1 закрыт прочными сбрасываемыми заглушками. В конце работы стартового твердотопливного двигателя ЛА разгоняется до требуемой скорости полета для включения маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. После этого воздухозаборное устройство 1 освобождается от заглушек на входе (не показаны), и происходит запуск маршевой ступени. Для исключения провала тяги и снижения скорости ЛА в начале маршевого режима воспламенение зарядов горючего маршевой ступени может производиться до полного окончания работы стартового двигателя. На маршевом режиме воздух, поступающий из воздухозаборного устройства 1, разделяется на две части: меньшая поступает по каналу подачи 2 в канал заряда 5 твердого горючего, а остальная часть подается в камеру сгорания 4 по каналам перепуска 3 воздуха за задний торец заряда 5 твердого горючего маршевой ступени. Горение дополнительного заряда 10 горючего в начале маршевого режима приводит к увеличению гидравлического сопротивления канала горения и вызывает перераспределение расходов воздуха между каналами 2, 3 соответственно подачи и перепуска воздуха, что улучшает воспламенение маршевого горючего в передней части заряда 5. При этом суммарный расход воздуха через двигатель снижается, а удельный критический импульс тяги и тяга двигателя возрастают, что обеспечивает форсирование тяги в начале работы, доразгон ЛА до необходимой скорости и надежный запуск воздухозаборного устройства 1. Степень форсирования двигателя зависит от длины дополнительного заряда 10 горючего при заданной его толщине, а толщина стенки дополнительного заряда 10 горючего определяет время форсирования двигателя. За счет лучшего воспламенения маршевого горючего в передней части заряда 5 происходит более равномерное выгорание горючего по длине заряда 5. Для стабилизации процесса горения и равномерного распределения потока воздуха в прямоточном тракте перед передним торцом заряда 5 маршевого горючего расположен стабилизатор 6. Воздух, поступающий в канал заряда 5 твердого горючего маршевой ступени, используется для первичной газификации горючего. Образующиеся первичные продукты газификации, обогащенные горючими компонентами, поступают далее в свободный объем камеры сгорания 4, где смешиваются с воздухом из каналов перепуска 3 и дожигаются. На активном участке постоянная скорость полета поддерживается за счет авторегулирования расхода горючего. Авторегулирование расхода горючего основано, главным образом, на использовании степенной зависимости скорости газификации горючего от плотности тока газа в канале блока (Л.С. Яновский, В.Н. Александров и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М.: ИКЦ «Академкнига», 2006, Стр. 161-184).

В случае изготовления дополнительного заряда 10 из составов с низкой скоростью горения типа ЛК-6Т реализуется горение дополнительного заряда 10 в течение всей работы маршевой ступени, что обеспечивает дополнительный тепловой поток к поверхности горения заряда 5 твердого горючего маршевой ступени. Это приводит к созданию локальной зоны повышенной температуры (более 2000 К), что обеспечивает существенное повышение полноты сгорания и, соответственно, удельного импульса маршевой ступени двигательной установки. Создание горячей зоны особенно актуально при использовании в качестве горючего для заряда 5 маршевой ступени высокоэнергетических борсодержащих составов, например ДАМСТ+В и др. Для реализации энергетических возможностей бора и его соединений необходимо обеспечить в зоне горения температуру не ниже 1900 К, при этом будет реализоваться режим горения без оксидной пленки на поверхности частиц бора, что существенно повышает энерговыделение продуктов сгорания и ведет к повышению удельного импульса. При меньшей температуре бор и его соединения покрываются оксидной пленкой, и энергетические возможности топлива остаются нереализованными.

Таким образом, предлагаемый ИПВРДТ позволяет обеспечить улучшение летно-технических характеристик ЛА.

По заявленному техническому решению была изготовлена экспериментальная установка с конфигурацией проточной части интегрального двигателя. Проведенные огневые испытания показали, что горение дополнительного заряда обеспечило увеличение полноты сгорания и, соответственно, удельного импульса маршевой ступеней с зарядом высокоэнергетического борсодержащего твердого топлива.

Реферат

Изобретение может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло. Каналы подачи и перепуска воздуха соединяют ВЗУ с КС в передней и задней частях заряда твердого горючего маршевой ступени. Заряд стартовой ступени выполнен в цилиндрическом корпусе и размещен центрально с кольцевым зазором в передней части КС. На наружной поверхности корпуса стартовой ступени установлен дополнительный кольцевой заряд твердого горючего. Изобретение позволяет повысить удельный импульс стартовой и маршевой ступеней двигательной установки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Формула