ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ
HYPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам и может использоваться для космических бомбардировщиков.
Известен сверхзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №20101744, МПК В84С 39/10, опубл. 15.04.1994 г. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.
Недостаток - относительно низкая скорость полета самолета М=3…5. Гиперзвуковые скорости самолет не может развивать.
Известен сверхзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2130407, МПК В64С 39/02, опубл. 10.05.1999 г., содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.
Недостатки этого самолета: относительно низкая скорость полета самолета и длительное время его разгона до гиперзвуковых скоростей из-за низкой тяги ГТД.
Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2305056, МПК B64D 37/06, опубл. 27.08.2007 г., прототип.
Этот гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, крылья, топливные баки, маршевые прямоточные двигатели, стартовые ракетные двигатели. Стартовые ракетные двигатели выполнены на компонентах жидкого топлива. В фюзеляже установлены баки с окислителем и горючим.
Недостатки прототипа:
- относительно низкая скорость полета гиперзвукового самолета и длительное время его разгона до гиперзвуковых скоростей из-за низкой тяги стартовых ракетных двигателей и их низкой экономичности из-за расходования окислителя из собственных запасов.
- невозможность использования маршевых прямоточных двигателей в космосе, например для космических бомбардировщиков.
Задачи создания гиперзвукового самолета: уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета самолета.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что гиперзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крылья, топливные баки и двигатели, в том числе прямоточные двигатели и ракетные двигатели и трубопроводы подвода компонентов топлива к ним, тем, что дополнительно на крыльях самолета установлены винтовентиляторные газотурбинные двигатели, ракетные двигатели выполнены работающими на компонентах жидкого топлива: окислителе и горючем в виде жидкого кислорода и жидкого водорода, в фюзеляже установлены бак с окислителем и баки с первым и вторым горючим, трубопровод подвода окислителя проходит внутри баков первого и второго горючего, а бак горючего соединен трубопроводами подвода второго горючего со всеми ракетными двигателями, прямоточные двигатели выполнены в крыльях и соединены топливными трубопроводами с баком первого горючего.
Винтовентиляторные газотурбинные двигатели могут быть выполнены по трехвальной схеме и содержат две ступени винтовентилятора в передней части этих двигателей.
Винтовентиляторные газотурбинные двигатели могут быть выполнены без редуктора с магнитными муфтами между валами турбокомпрессора и ступенями винтовентилятора.
Ракетные двигатели могут быть выполнены с возможностью поворота и фиксации в вертикальной плоскости.
Прямоточные двигатели на выходе могут быть оборудованы поворотными заслонками для управления по углу тангажа.
Трубопроводы подвода окислителя и горючего могут быть теплоизолированы.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, а изобретательский уровень - тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…8, где:
на фиг. 1 приведена схема гиперзвукового самолета,
на фиг. 2 - схема прямоточного двигателя,
на фиг. 3 - схема винтовентиляторного газотурбинного двигателя, ВВГД,
на фиг. 4 - схема ракетного двигателя,
на фиг. 5 приведен вид второй магнитной муфты в разрезе,
на фиг. 6 приведен вид первой магнитной муфты в разрезе,
на фиг. 7 приведен диск в сборе с ведущими магнитами,
на фиг. 8 приведен диск в сборе с ведомыми магнитами,
Существенные признаки, используемые в описании
1 - фюзеляж 1,
2 - стабилизаторы 2,
3 - крылья 3,
4 - ракетные двигатели 4,
5 - прямоточные двигатели 5
6 - бак окислителя 6,
7 - бак первого горючего 7,
8 - трубопровод подвода окислителя 8,
9 - трубопровод второго горючего 9,
10 - топливный трубопровод 10,
11 - воздухозаборник 11,
12 - винтовентиляторный газотурбинный двигатель 12,
13 - расширяющееся сверхзвуковое сопло 13.
14 - топливный коллектор 14,
15 - шарнир 15
16 - управляемые створки 16,
17 - штоки 17,
18 - цилиндр управления 18,
19 - связи 19,
20 - блок управления 20.
21 - камера сгорания 21,
22 - турбонасосный агрегат 22,
23 - вал ТНА 23,
24 - крыльчатка насоса окислителя 24,
25 - крыльчатка насоса горючего 25,
26 - пусковая турбина 26,
27 - дополнительный насос горючего 27,
28 - вал дополнительного насоса горючего 28,
29 - мультипликатор 29,
30 - корпус 30
31 - основная турбина 31,
32 - газогенератор 32
33 - сопло 33
34 - зазор 34,
35 - головка камеры сгорания 35,
36 - наружная плита 36
37 - внутренняя плита 37
38 - полость между плитами 38,
39 - форсунки окислителя 39.
40 - форсунки второго горючего 40,
41 - продувочный трубопровод 41,
42 - полость камеры 42,.
43 - топливопровод окислителя 43,
44 - клапан окислителя 44.
45 - коллектор основной второго горючего 45,
46 - топливопровод высокого давления 46,.
47 - регулятор расхода 47,
48 - привод регулятора 48..
49 - клапан высокого давления 49,
50 - полость промежуточная 50,
51 - трубопровод второго горючего 51,
52 - клапан второго горючего 52,
53 - полость генератора 53,
54 - запальные устройства камеры 54,
55 - запальные устройства генератора 55.
56 - трубопровод высокого давления 56,
57 - пусковой клапан 57,
58 - продувочный трубопровод 58,
59 - клапан продувки 59.
60 - цапфы 60,
61 - гидроцилиндр 61,
62 - турбокомпрессор 62,
63 - первая ступень винтовентилятора 63,
64 - вторая ступень винтовентилятора 64,
65 - лопасти 65,
66 - первый вал 66,
67 - второй вал 67,
68 - третий вал 68,
69 - первый компрессор 69,
70 - второй компрессор 70,
71 - основная камера сгорания 71,
72 - первая турбина 72,
73 - вторая турбина 73,
74 - третья турбина 74
75 - выхлопное устройство 75.
76 - топливопровод низкого давления 76,
77 - топливный насос 77,
78 - привод насоса 78,
79 - топливопровод высокого давления 79,
80 - кольцевой коллектор 80,
81 - форсунки 81,.
82 - опоры 82,
83 - корпус 83,
84 - направляющие лопатки первого компрессора 84,
85 - рабочие лопатки первого компрессора 85,
86 - направляющие лопатки второго компрессора 86,
87 - рабочие лопатки второго компрессора 87,
88 - сопловой аппарат первой турбины 88,
89 - сопловой аппарат второй турбины 89,
90 - сопловой аппарат третьей турбины 90,
91 - рабочие лопатки первой турбины 91,
92 - рабочие лопатки второй турбины 92,
93 - рабочие лопатки третьей турбины 93,
94 - магнитная муфта 94
95 - первый выходной вал 95,
96 - второй выходной вал 96,
97 - обтекатель 97
98 - второй контур 98,
99 - передняя часть двигателя 99,
100 - кожух 100,
101 - диск 101,
102 - ведущая полумуфта 102,
103 - ведущие магниты 103,
104 - ведомая полумуфта 104,
105 - ведомые магниты 105.
106 - передняя часть третьего вала 106,
107 - передняя часть второго вала 107,
108 - упоры 108,
109 - бак второго горючего 109,
110 - полезная нагрузка 110.
Главной особенностью предложенного гиперзвукового самолета (фиг. 1) является наличие трех типов двигателей: прямоточных 5, винтовентиляторных 12 и ракетных 4.
Гиперзвуковой самолет (фиг. 1) содержит фюзеляж 1, стабилизаторы 2, крылья 3, ракетные двигатели 4, прямоточные двигатели 5, установленные в крыльях 3, бак окислителя 6 (жидкого кислорода), бак первого горючего 7 (керосина). Бак окислителя 6 соединен трубопроводом подвода окислителя 8 с ракетными двигателями 4. Бак второго горючего 109 соединен трубопроводом горючего 9 с ракетными двигателями 4. Бак первого горючего 7 (керосина) топливными трубопроводами 10 соединен с прямоточными двигателями 5.
Схема прямоточного двигателя 5 предназначенного для полета в верхних слоях атмосферы приведена на фиг. 2.
СХЕМА И РАБОТА ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Прямоточные двигатели 5 встроены в крылья 3 самолета и содержат воздухозаборник 11 конфузорной формы, сужающееся-расширяющееся сверхзвуковое сопло 13. Внутри маршевых прямоточных двигателей 5 установлен топливный коллектор 14, который топливным трубопроводом 10 соединен с баком первого горючего 7. На верхней выходной кромке крыльев 3 на шарнире 15 закреплены управляемые створки 16, к которым подсоединены штоки 17 цилиндров управления 18, которые соединены связями 19 с блоком управления 20.
СХЕМА И РАБОТА ВИНТОВЕНТИЛЯТОРНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 12 предназначен для взлета и набора высоты в плотных слоях атмосфера (до 11 км).
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 12 (фиг. 4) содержит турбокомпрессор 62 трехвальной схемы с валами первым 66, вторым 67 и третьим 68 и две ступени винтовентилятора 63 и 64, имеющими лопасти 65.
Такая схема характерна для двигателя НК 93. Изготовлено и успешно испытано 10 таких двигателей в СНТК им. Кузнецова и они могут реально использоваться в проекте.
Проект двигателя НК 93 может быть доработан и изготовлен более современный двигатель без редуктора с магнитными муфтами (фиг. 4), имеющий лучшие характеристики.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 12 в обеих модификациях содержит два компрессора 69 и 70 и три турбины: 72-74 и основную камеру 71.
Ступени винтовентилятора 63 и 64 установленные в передней части двигателя 99 в обоих контурах, в том числе во втором контуре 98 и соединены с передней частью третьего вала 106 и передней частью второго вала 107. Ведущие полумуфты 101 соединены с первым выходным валом 95 и вторым выходным валом 96, на которых установлены ступени винтовентилятора 63 и 64.
Турбокомпрессор 62, содержит два компрессора 68 и 69, основную камеру сгорания 71 и три турбины 72-74 и выхлопное устройство 75. Турбовинтовой газотурбинный двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 76, подключенным к входу в топливный насос 77, имеющий привод насоса 78, топливопровод высокого давления 79, вход которого соединен с топливным насосом 77, а выход соединен с кольцевым коллектором 80. Кольцевой коллектор 80 соединен с форсунками 81 основной камеры сгорания 71.
Первый компрессор 69 содержит направляющие лопатки первого компрессора 84 и рабочие лопатки первого компрессора 85. Второй компрессор 70 содержит направляющие лопатки второго компрессора 85 и рабочие лопатки второго компрессора 87
Первая турбина 72 содержит сопловые аппараты первой ступени турбины 88 и рабочие лопатки первой турбины 91.
Вторая турбина 73 содержит сопловой аппарат второй турбины 89 и рабочие лопатки второй турбины 92.
Третья турбина 74 содержит сопловой аппарат третьей турбины 90 и рабочие лопатки третьей турбины 93.
Все валы трехвального двигателя 66-68 установлены на опорах 82 и весь турбокомпрессор 62 имеет корпус 83. За турбинами 72-74 установлено выхлопное устройство 75
В передней части турбокомпрессора 62 установлены две ступени винтовентилятора 63 и 64. Винтовентилятор - устройство для нагнетания (сжатия) воздуха, занимает промежуточное положение между воздушным винтом и вентилятором. Применительно к авиационным двигателям винтом считается устройство, имеющее от 2-х до 4-х лопастей. Вентилятор имеет значительное число лопаток от 14 до 50 и более, т.е. он практически не отличается от осевого компрессора. Винтовентилятор имеет от 5 до 13 лопаток. Применение воздушного винта позволяет создать авиационный двигатель, имеющий высокую экономичность, но из-за большого диаметра имеет ограничения по скорости полета и создает большой уровень шума. Двухконтурный двигатель с вентилятором позволяет спроектировать ГТД для полетов на сверхзвуковых скоростях, но значительно уступает по экономичности двигателям, имеющим воздушные винты, например турбовинтовым газотурбинным двигателям. Применение винтовентиляторов является новейшим направлением в авиадвигателестроении и позволит объединить положительные свойства двух типов авиационных двигателей, описанных выше, и устранить все недостатки.
Винтовентиляторы 63 и 64 соединены с третьим и вторым валами 68 и 67 посредством двух магнитных муфт 94 (первая и вторая муфта) см. фиг. 4.
Валы третий 68 и второй 67 содержат переднюю часть третьего вала 106, переднюю часть второго вала 107, для присоединения магнитных муфт 94 точнее их ведущих полумуфт 102.
Такая конструкция магнитной муфты 94 позволила увеличить ее мощность за счет расположения магнитов на большом числе дисков 101. Это особенно важно для мощных авиационных двигателей, в которых необходимо передать мощность 10…20 МВт.
Возможно применение схемы двигателя с двумя ступенями винтовентилятора 63 и 64, имеющими возможность вращения в противоположные стороны. В этом варианте двигателя компрессор выполнен двухкаскадным, т.е. содержит ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления соответственно с внутренним валом и внешним валом не связанными кинематически между собой. Валы 66 и 67 выполнены так, что при работе всегда вращаются в противоположные стороны. Это достигнуто за счет разных углов установки направляющих и рабочих лопаток в обоих каскадах компрессора. Противоположное вращение двух валов уменьшает реактивный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.
Ступени винтовентилятора 63 и 64 могут быть установлены внутри обтекателя 97. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД винтовентиляторного газотурбинного двигателя 12 (ВВГД). Кроме того, обтекатель 97 значительно снижает шум двигателя.
ВВГД 12 содержит турбокомпрессор 62 трехвальной схемы с валами первым 66, вторым 67 и третьим 68 и две ступени винтовентилятора 63 и 64, имеющими лопасти 65.
Более подробно конструкция магнитных муфт 94 приведена на фиг. 5-7.
Магнитные муфты 94 выполнены внутри кожуха 100, и состоят из дисков 101, которые образуют ведущую полумуфту 102 с ведущими магнитами 103 и ведомую полумуфту 104 с ведомыми магнитами 105. Ведущие полумуфты 102 установлены жестко на переднюю часть третьего вала 106 и переднюю часть второго вала 107. Выход передаваемого крутящего момента осуществляют на первый выходной вал 95 и второй выходной вал 96 с жестко закрепленными на них ведомыми полумуфтами. 104. НА фиг. 7 и 8 приведены диски 101 ведущими полумуфтами. 102 и ведомыми полумуфтами. 104.
Для передачи осевых сил используют упоры 108.
СХЕМА И РАБОТА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Ракетные двигатели 4 (фиг. 3) предназначены для разгона ракеты в космосе до гиперзвуковых скоростей М=12-15. Он работает на жидком водороде и кислороде.
Ракетный двигатель 4 (фиг. 4) содержит камеру сгорания 21 и турбонасосный агрегат 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30 с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек и зазором 34 между ними, и головку камеры сгорания 35, внутри которой выполнены наружная плита 36 и внутренняя плита 37 с полостью 38 между ними. Внутри головки камеры сгорания 35 установлены форсунки окислителя 39 и форсунки второго горючего 40. Форсунки окислителя 39 сообщаются с полостью камеры сгорания 42, а форсунки второго горючего 40 сообщают полость 38 с полостью камеры 42. На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 45, от которого отходят топливопроводы второго горючего к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 45 подключен выход из клапана второго горючего 52, вход которого трубопроводом второго горючего 51 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 46 через регулятор расхода 47, имеющим привод регулятора 48 и клапан высокого давления 49 с газогенератором 32, конкретно с полостью 53.
Выход из крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 43 через клапан 44 тоже соединен с газогенератором 32, конкретно с полостью газогенератора 53. На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства камеры 54 а на газогенераторе 31 - запальные устройства газогенератора 55.
К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 56 с пусковым клапаном 57, предназначенный для запуска пусковой турбины 26.
К блоку управления 20 электрическими связями 19 подключены запальные устройства 54 и 55, клапан высокого давления 49, клапан окислителя 53, привод регулятора расхода 48, клапан высокого давления 49, пусковой клапан 57.
К коллектору горючего 43 подключен продувочный трубопровод 58 с клапаном продувки 59. На камере сгорания 21 выполнены цапфы 60 для ее качания в одной плоскости. Привод осуществляется при помощи гидроцилиндра 61, соединенного с блоком управления 20.
На фиг. 1 приведены бак второго горючего 109 (в качестве которого используют жидкий водород) и полезная нагрузка 110, например атомная бомба.
РАБОТА ГИПЕРЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
При работе винтовентиляторных газотурбинных двигателей 12 осуществляют их запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1…7 стартер не показан). Потом включают привод топливного насоса 7, и топливный насос 77 подает топливо в основную камеру сгорания 71, точнее в форсунки 81, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг. 1…7 электрозапальник не показан). Валы 67 и 68 раскручиваются и раскручивают ступени винтовентилятора 62 и 63. Внешний источник энергии отключается.
Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:
Скорость полета
М=10
Стартовый вес, т
250
Тяга ракетных двигателей, т
2×150
Тяга прямоточных двигателей, т
6×20
Время набора скорости М=12-15, с
100
Компоненты ракетного топлива для ЖРД
Окислитель
кислород
Горючее
водород
Топливо для маршевого прямоточного двигателя
керосин
Топливо для винтовентиляторных двигателей
керосин
Тяга винтовентиляторных двигателей, т
2×30
Тяга винтовентиляторных двигателей, второй вариант, т
4×30
Включение прямоточных двигателей 5 осуществляют в низкоплотных слоях атмосферы на высоте полета 11 км - 30 км
Для этого, первое горючее из бака первого горючего 7 по топливному трубопроводу 10 насосом горючего (на фиг. 1-7 не показан) подается в топливный коллектор 14 прямоточных двигателей 5. При сгорании топлива выделяется энергия, и образующиеся выхлопные газы поступают в расширяющееся сверхзвуковое сопло 13 и далее выходят в атмосферу, создавая реактивную тягу.
При разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги ракетных двигателей 4 и их качанием на цапфах 60 при помощи гидроцилиндров 61. На гиперзвуковом режиме управление самолетом выполняет блок управления 20 при помощи управляемых створок 16, которые отклоняются при помощи управляющих гидроцилиндров 18.
РАБОТА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
При запуске ракетных двигателей 4 (Фиг. 4) с блока управления 20 подаются сигналы на пусковой клапан 57. Воздух высокого давления по трубопроводу высокого давления 56 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя (кислорода) и второго горючего (водорода) на выходе из крыльчаток насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 44, 49 и 52. Окислитель и второе горючее поступает в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 54 и 55, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется, ракетный двигатель 4 запустился. Регулятором расхода 47 при помощи привода регулятора 48 осуществляют регулирование режима его работы.
При выключении ракетных двигателей 4 с блока управления 20 подается сигнал на клапаны 44, 49 и 52, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие клапана продувки 59 и инертный газ по продувочному трубопроводу 41 поступает в трубопровод основной горючего 46 и далее в зазор 34 для удаления остатков второго горючего (водорода).
Применение изобретения позволило:
1. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета до М=12-15 за счет применения ракетных двигателей работающих на водороде.
2. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости за счет применения трех типов двигателей, работающих в разных условиях.
3. Упростить схему питания топливом стартовых и маршевых двигателей.
4. Повысить надежность гиперзвукового самолета.
5. Увеличить мощность и удельные характеристики гиперзвукового самолета.
6. Уменьшить вес самолета, стартового и прямоточных двигателей за счет унификации одного из компонентов топлива первого горючего (керосина) для двух типов двигателей.
7. Обеспечить надежное управление гиперзвуковым самолетом во всех режимах его работы.
8. Улучшить запуск и выключение двигателей и обеспечить их очистку от остатков горючего после выключения.