СИСТЕМА РАСПРЕДЕЛЕННОГО ПОДВОДА ВОЗДУХА РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ
SYSTEM OF DISTRIBUTED AIR SUPPLY OF ROCKET-RAMJET ENGINE

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к ракетно-прямоточным двигателям (РПД) на твердом топливе.
Ввиду своих высоких потенциальных энергетических характеристик в качестве основной энергетической добавки к твердому топливу в ракетно-прямоточных двигателях используется бор. Однако, при практической реализации возникает проблема горения борсодержащего топлива в кислороде забортного воздуха, заключающаяся в трудности воспламенения и горения частиц бора, в связи с чем, фактическая полнота сгорания подобных топливных составов в условиях камеры дожигания (КД) остается невысокой, не позволяя получить теоретически возможный, энергетический эффект реакции бора с кислородом.
Существует два возможных подхода к повышению энергетики РПД: химический и конструктивный. Оба этих подхода можно комбинировать и применять одновременно. К числу химических методов относятся рецептурные добавки к составу топлива, например, легкоплавкие металлы для повышения температуры, катализаторы, промоутеры горения бора, поверхностное покрытие частиц, грануляция. Ко второму методу относятся различные улучшения конструкции воздушного и газодинамического трактов РПД.
Известна система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя, содержащая камеру дожигания, соединенную с воздухозаборными устройствами (ВЗУ), при этом их патрубки установлены в двух сечениях камеры дожигания, причем в каждом патрубке и корпусе камеры дожигания выполнены окна входа воздуха, расстояние между которыми не превышает трех калибров/диаметров камеры дожигания (патент на полезную модель РФ № 171408, МПК F02K 7/18, дата приоритета 27.10.2016 г.). Данное техническое решение взято за прототип.
Анализ конструктивных решений прототипа выявил следующие недостатки:
- относительно высокие габариты воздухозаборных устройств и камеры дожигания вследствие обеспечения больших (около 3-х калибров/диаметров КД) расстояний между окнами входа;
- возможное снижение тяги ракетно-прямоточного двигателя из-за не полного сгорания борсодержащего топлива в камере дожигания.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков прототипа, а именно: снижение массово-габаритных характеристик РПД и обеспечение полного сгорания борсодержащего топлива в его камере дожигания.
1
2
3
1
2
3
Поставленная цель достигается тем, что в каждом воздухозаборном устройстве на входе в камеру дожигания выполнены три окна входа воздуха, ширина которых L=2⋅L/9, L=2⋅L/9, L=3⋅L/9 соответственно, расстояние между окнами не превышает L/9, при общей длине воздушного тракта L не более двух калибров/диаметров камеры дожигания, а в окнах расположены поперечные направляющие с углами наклона в пределах α=60-70°, α=40-50°, α=30-35° соответственно, относительно продольной оси РПД.
Изобретение иллюстрируется описанием и следующими фигурами:
- фиг.1: представлен вид камеры дожигания с патрубками ВЗУ при распределенном подводе воздуха;
- фиг.2: показаны размеры окон входа воздуха в камеру дожигания со стороны ВЗУ.
1
2
3
1
2
3
Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя (фиг.1) содержит камеру дожигания 1 ракетно-прямоточного двигателя, к которой в двух ее сечениях подсоединены воздухозаборные устройства 2, при этом в каждом воздухозаборном устройстве на входе в камеру дожигания выполнены три окна входа воздуха, размеры которых L=2⋅L/9, L=2⋅L/9, L=3⋅L/9 соответственно, расстояние между окнами не превышает L/9, при общей длине воздушного тракта L не более двух калибров/диаметров камеры дожигания (фиг.2), а в окнах расположены поперечные направляющие 3 с углами наклона в пределах α=60-70°, α=40-50°, α=30-35° соответственно, относительно продольной оси РПД. Количество поперечных направляющих и их размеры подбираются расчетным путем для обеспечения оптимального стехиометрического соотношения газообразного борсодержащего топлива и атмосферного кислорода.
1
1
2
2
3
3
Система распределенного подвода воздуха РПД работает следующим образом. При достижении летательным аппаратом определенной скорости, вскрытии передней и задней заглушек ВЗУ и запуске маршевого газогенератора, осуществляется подвод воздуха в КД через все три окна. При этом первое окно длиной L=2⋅L/9, с установленными в нем поперечными направляющими под углом α=60-70°, обеспечивает образование завихрений 4 и циркуляционных зон (фиг.1), обладающих характерными условиями для увеличения времени пребывания частиц бора в камере дожигания, необходимыми для их воспламенения. Второе окно длиной L=2⋅L/9 и углом подачи воздуха поперечными направляющими α=40-50°, способствует организации потока таким образом, что в его районе создается высокотемпературная зона со стехиометрическим соотношением топлива и атмосферного кислорода близким к единице. Остальная часть воздуха поступает в третье окно длиной L=3⋅L/9 и углом подачи воздуха поперечными направляющими α=30-35°, тем самым обеспечивает дожигание частиц бора в потоке. Согласно теоретическим исследованиям, в районе третьего окна реализуется вторая стадия горения частиц бора в отсутствии оксидной пленки, покрывающей частицу, при этом эффективность горения обеспечивается подводом воздуха и созданием зоны с повышенной концентрацией кислорода. Расстояние L/9 между окнами выбрано в качестве разграничения зон горения борсодержащего топлива.
Таким образом, выверенное разграничение расхода воздуха по зонам и разными углами входа, обеспечивает увеличение полноты сгорания борсодержащего топлива и соответственно тяги РПД, в то же время, вся система распределенного подвода воздуха в камеру дожигания имеет более компактные размеры и способствует уменьшению массы как ракетно-прямоточного двигателя, так и всего летательного аппарата.