ГИПЕРЗВУКОВОЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к двигателестроению, в частности к двигателям реактивным авиационным, ракетным.
Основой идеи полезной модели, является дальнейшее совершенствование и повышение эффективности работы известных детонационно-пульсирующих тяговых модулей, освоение принципиально новой технологии их работы.
Сущность полезной модели заключается в 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.
Полезная модель, состоит из двух отделений, первое с конусно-круговой (конусной) камерой детонационно-пульсирующего сгорания паровоздушной топливной смеси, второе с прямоточным реактивным руслом, двигатель имеет несколько рабочих реактивных потоков, в том числе двое из которых «один в другом», либо с условно параллельными, но обязательно истекающими через одно реактивное сопло.
Сущность полезной модели заключается также в конструктивном совмещении детонационно-пульсирующего реактивного потока, от конусно-круговой камеры сгорания с реактивным рабочим потоком от газотурбинной составляющей «один в другом» и со сверхзвуковым реактивным потоком проточного воздушного канала летательного аппарата.
Описание полезной модели.
Известны способы получения тяги в детонационно-пульсирующих тяговых модулях по патентам Р.Ф. №94031235, №2066426, №2078974, №2282044, №2034996, расчетно-экспериментальное исследование МАИ к.т.н Ларионова С.Ю. которые отличаются непременным наличием газодинамических резонансных трубок разного количества, не известной частотой пульсаций процесса детонации.
Наиболее близким к предлагаемому является тяговый детонационно-пульсирующий модуль, по патенту Р.Ф. №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.
- не известно влияние разреженной атмосферы на качество работы известного модуля в связи со срывом волны разряжения сразу по срезу резонатора.
Технической задачей на решение (достижение) которой направлена идея предлагаемой полезной модели заключается в устранении выше отмеченных недостатков детонационно-пульсирующего тягового модуля-прототипа, а так же:-
- в увеличении рабочего объема разрежения для последующего его заполнения паровоздушной или другой взрывоопасной газовой топливной смесью.
- в создании условий одновременной работы нескольких параллельных реактивных потоков «один в другом», либо с условно параллельными, но обязательно истекающими через одно реактивное сопло.
- в обеспечении возможности наземного старта летательного аппарата за счет работы -детонационно-пульсирующего реактивного рабочего потока с высокой тяговой мощностью с первых секунд старта, благодаря созданной возможности подачи воздуха и паровоздушной топливной смеси под давлением, от турбокомпрессора, по обводному каналу через камеру смешения в конусно круговую камеру детонационного сгорания.
- в обеспечении возможности разгона летательного аппарата до скорости при которой возможно включение прямоточного реактивного рабочего потока второго отделения за счет работы детонационно пульсирующего реактивного рабочего потока первого отделения, вместо предварительного подъема гиперзвукового летательного аппарата на высоту 15000 м.. вместо последующего разгона его отделяющимся разгонным отсеком двигателя исходя из известного на сегодня уровня развития техники.
- в обеспечении возможности снижения сопротивления набегающего потока воздушной среды, за счет эжекции прямого потока детонционно-пульсирующим. с одновременным растяжением косых волн ударно-волнового запирания прямого потока.
- в обеспечении возможности стабилизирующего воздействия горения топливной смеси в сверхзвуковом прямоточном реактивном рабочем потоке за счет детонационного.
в создании возможности повышенной маневренности гиперзвукового летательного аппарата, за счет наличия газотурбинной составляющей в составе предлагаемого гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя обеспечивающей, при самых крутых разворотах (вплоть до одномоментного разворота аппарата на 180 град.), постоянную бесперебойную подачу воздуха, а с ним и паровоздушной топливной смеси необходимой для стабильной работы двигателя.
Достижение намеченных технических результатов становится возможным за счет того что гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель состоит из двух отделений в одном из которых два параллельно, «один в другом», работающих реактивных потока сгорания паровоздушной топливной смеси от конусно-круговой камеры сгорания с реактивным рабочим потоком от газотурбинной составляющей, а так же со сверхзвуковым реактивным потоком проточного воздушного канала другого отделения двигателя но с истечением всех через одно реактивное сопло, при этом необходимо иметь в виду взаимно поддерживающее эжекционное влияние всех реактивных потоков друг на друга.
Конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания имеет кольцевое сопло подачи увеличенного объема паровоздушной взрывоопасной топливной смеси (или иной), в ее рабочее пространство, в первую очередь за счет давления создаваемого компрессором газотурбинной составляющей двигателя, а так же с использованием известного эффекта (Гартмана-Шпренгера) образования волны разрежения после отражения ударной волны от рабочей поверхности и образования сверхкритического перепада давления в кольцевом сопле резонатора.
Газотурбинное отделение гиперзвукового, воздушно реактивного двигателя с детонационно-пульсирующей камерой сгорания имеет три потока подачи воздуха. для образования топливной смеси, два работающие за счет компрессора газотурбинной составляющей для подачи воздуха в камеру диффузионного сгорания и по обводной линии в камеру смешения воздуха и паров керосина для образования взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, третий по линии второго контура подачи воздуха так же в камеру смешения с парами керосина под давлением во время полета и так же для образования взрывоопасной паровоздушной топливной смеси. В состав газотурбинного отделения входит центральное тело с перфорированной рабочей поверхностью и изменяемой геометрией для перекрытия живого сечения компрессора, обеспечения подачи необходимого объема воздуха для нормальной. штатной его работы и защиты компрессора от избыточных давлений при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях.
Второе, прямоточное, отделение обеспечивается воздухом через прямоточный канал при наборе необходимой скорости летательным аппаратом.
Сущность полезной модели 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.
1 - корпус летательного аппарата, 2 - аэронесущая плоскость нижней части фюзеляжа, 3 канал забора воздуха для газотурбинного отделения гиперзвукового двигателя, 4 - осевой авиационный компрессор, 5 камера диффузионного сгорания топливной смеси, 6 - конусно-круговая (конусная) камера детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 7 центральное тело с перфорированной рабочей поверхностью, с изменяемой
геометрией рабочей поверхности для перекрытия рабочего сечения потока воздуха через компрессор с целью обеспечения подачи необходимого объема воздуха не допуская перегрузок давления на компрессор, 8 клапан переключения для открытия линии второго контура подачи воздуха в камеру смешения топливной смеси, 9 - канал прямого потока воздуха к месту сгорания топливной смеси прямоточного русла, 10 - аэронесущая плоскость части ограждения прямоточного реактивного отделения двигателя, 12 - русло реактивного рабочего потока диффузионного сгорания топливной смеси, 31 первый каскад форсунок подачи паров топлива в прямоточном отделении, 32 - второй каскад форсунок подачи паров топлива в прямоточном отделении.
Фиг.2 - продольный разрез, первого, газотурбинного отделения с конусно-круговой камерой сгорания гиперзвукового воздушно реактивного двигателя.
4 - осевой авиационный компрессор, 5 - камера диффузионного сгорания топливной смеси, 6 - конусно-круговая (конусная) камера детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 7 - центральное тело с перфорированной рабочей поверхностью, с изменяемой геометрией рабочей поверхности для перекрытия рабочего сечения потока воздуха через компрессор с целью обеспечения подачи необходимого объема воздуха не допуская перегрузок давления на компрессор. 8 - клапан переключения для открытия линии второго контура подачи воздуха в камеру смешения топливной смеси, 11 - обводная линия подачи воздуха, от компрессора, в камеру смешения воздуха с парами топлива, 12 - русло реактивного рабочего потока диффузионного сгорания топливной смеси, 13 - ударная волна детонационного горения (место детонационного возгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, в конусно круговой камере сгорания. в месте встречи взрывоопасного объема с реактивной струей), 14 - второй контур подачи воздуха в камеру смешения топливной смеси, 15 - испаритель паров топлива для подачи их через закрытую зону к соплу смешения взрывоопасной смеси, 16 - испаритель паров топлива для подачи их в зону образования не взрывоопасной топливной смеси, 17 - турбина компрессора, 18 - каскад форсунок подачи паров топлива для образования не взрывоопасной топливной смеси, 19 - каскад форсунок подачи паров топлива через закрытую зону к кольцевому соплу смешения взрывоопасной топливной смеси, 20 - камера смешения воздуха с парами топлива для получения не взрывоопасной топливной смеси, 21 - кольцевое сопло начала смешения четырех потоков (двух не взрывоопасной топливной смеси с двумя потоками паров топлива) образования взрывоопасной топливной смеси и подачи ее в конусно-круговую камеру детонационного сгорания, 22 - резонирующая рабочая поверхность отражения ударной детонационной волны, 23 - ограждающие конструкции закрытого объема подачи паров топлива в круговое сопло, 24 - отраженная ударная волна.
Фиг.3, 4, 5, 6 - технологическая последовательность работы конусно-круговой камеры детонационно пульсирующего горения взрывоопасной паровоздушной топливной смеси.
Фиг.3 - момент завершения заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной топливной смесью, момент начала ее детонационного горения в месте встречи с реактивным потоком диффузионного горения и момент образования ударно-детонационной волны.
Фиг.4 - момент прохождения ударной детонационной волной кольцевого сопла подачи топливной смеси и возникновения оторванного от сопла факела диффузионного горения подаваемых компанентов топливной смеси за счет большей скорости подачи компонентов топливной смеси по сравнению со скоростью диффузионного горения.
Фиг.5 - момент отражения ударной детонационной волны от резонирующей поверхности камеры сгорания и превращения ее в отраженную ударную волну.
Фиг.6 - момент прохождения отраженной ударной волной кольцевого сопла, момент гашения ею оторванного факела диффузионного горения компанентов топливной смеси и начала нового заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной топливной смесью для нового детонационного импульса.
6 - рабочий объем конусно-круговой камеры сгорания заполняемый взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 13 - ударная волна детонационного горения, 21 - кольцевое сопло смешения четырех потоков (двух не взрывоопасной топливной смеси с двумя потоками паров топлива) образования взрывоопасной топливной смеси и подачи ее в конусно-круговую камеру детонационного сгорания, 24 - отраженная ударная волна,
25 - корпус конусно-круговой камеры сгорания, 26 - факел диффузионного сгорания компонентов подачи паровоздушной топливной смеси, 27 - реактивный поток диффузионного сгорания воздушно-топливной смеси от газотурбинной составляющей, 28 - начальный разреженный объем после отраженной ударной волны, 29 - начало заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания для нового детонационного импульса,
Принцип работы гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя.
Летательный аппарат оснащенный гиперзвуковым, воздушно реактивным двигателем из двух отделений с конусно-круговой (конусной) камерой детонационно-пульсирующего сгорания паровоздушной топливной смеси, с прямоточным реактивным руслом, с несколькими рабочими реактивными потоками, в том числе двое из которых «один в другом», либо с условно параллельными, но обязательно истекающими через одно реактивное сопло, 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 обычной работой газотурбинной составляющей, состоящей из турбины компрессора 17, компрессора 4, камеры диффузионного сгорания топливной смеси 5, обводной линии воздушного потока 11 минуя камеру сгорания, русла реактивного потока диффузионного горения 12 заканчивающегося в самом узком месте (в критическом сечении) конусно круговой камеры сгорания, в месте возникновения детонационно-ударной волны 13.
Одновременно с прогревом газотурбинного отделения осуществляется подача воздуха от компрессора 4, по обводной линии 11, в камеру смешения воздуха с парами топлива 20, через клапан переключения 8.
В камере смешения 20 происходит смешение воздуха с парами топлива поступающими из испарителя 16, через каскад форсунок 18 в не взрывоопасной концентрации, при дальнейшем движении не взрывоопасной смеси в сторону кольцевого сопла 21 истечения в конусно круговую камеру сгорания 6, поток смеси на входе в сопло 21 разделяется на два потока, где так же сходятся два потока паров топлива из огражденного закрытого объема паров топлива 23 истекающие через каскад форсунок 19.
В дальнейшем движении четыре самостоятельных потока компонентов топливной смеси сходясь в кольцевом сопле 21 истекают в рабочий объем конусно-круговой камеры сгорания 6 где имея время образуют хорошо перемешанную, кинетическую, газообразную взрывоопасную смесь, которая заполняя рабочий объем камеры сгорания 6 подступает к самому узкому месту камеры сгорания 6 встречается там с высокотемпературным реактивным потоком
диффузионного горения русла 12 в результате чего происходит детонационное возгорание взрывоопасной паровоздушной топливной смеси с образованием детонационно ударной волны 13 которая продвигаясь в сторону резонирующей, отражающей, поверхности 22 пересекает конусное сопло 21 истечения компонентов топливной смеси где и возбуждает факел диффузионного ее горения, далее детонационная ударная волна 13 достигнув резонирующей поверхности 22 от нее отражается, а отразившись становится отраженной ударной волной 24 которая проходя мимо кольцевого сопла 21 гасит факел диффузионного горения и тем самым продвигаясь далее открывает рабочий объем камеры сгорания 6 для заполнения его взрывоопасной топливной смесью, которая заполнив его снова детонационно воспламеняется.
Таким образом организовывается детонационно-пульсирующее горение. Следующим этапом летательный аппарат в начальный стартовый период набирает скорость (за счет реактивной тяги двух реактивных потоков - диффузионного и детонационного горения от обводной линии) при которой происходит рост давления и объема подаваемого воздуха через второй контур 14 в камеру смешения 20 через открывающийся клапан переключатель 8 и с ростом которого происходит рост объема подаваемой топливной смеси в конусно-круговую камеру детонационного сгорания 6 и рост мощности двигателя на данном этапе, способствующий росту скорости летательного аппарата до скорости возможного включения прямоточного сверхзвукового отделения 9 двигателя.
Использование газотурбинной составляющей (турбины, компрессора, камеры диффузионного сгорания, обводной линии, второго контура подачи взрывоопасной топливной смеси, камеры смешения) в гиперзвуковом двигателе стало возможным благодаря введению центрального тела 7 с перфорированной рабочей поверхностью, с изменяемой геометрией рабочей поверхности для перекрытия рабочего сечения потока воздуха через компрессор с целью обеспечения подачи необходимого объема воздуха не допуская перегрузок давления на компрессор в период гиперзвуковой скорости летательного аппарата, обеспечивая его обычный режим работы, обводной линии 11 подачи воздуха и клапана переключателя 8.
Заявленное решение соответствует критериям «полезная модель» так как оно характеризуется новой совокупностью признаков, таких как:-
- устраняются заведомо запланированные 50% потерь выброса в атмосферу топливной смеси (как в известных тяговых модулях).
- создание возможности одновременной работы двух параллельных реактивных потоков газотурбинной составляющей «один в другом» и сверх звукового реактивного прямого потока истекающих через одно сопло.
- обеспечивается возможность наземного старта летательного аппарата за счет высокой тяговой мощности детонационно-пульсирующего реактивного рабочего потока газотурбинного отделения в начальный стартовый период и дальнейший гиперзвуковой полет аппарата за счет совместной работы газотурбинного отделения двигателя со сверхзвуковым прямоточном отделением.
- обеспечивается разгон летательного аппарата до скорости при которой возможно включение прямоточного реактивного рабочего потока.
снижение сопротивления набегающего потока воздушной среды летательному аппарату за счет эжекции прямого потока детонционно-пульсирующим. с одновременным растяжением косых волн ударно-волнового запирания прямого потока.
стабилизирующим воздействием горения топливной смеси в сверхзвуковом прямоточном реактивном рабочем потоке за счет детонационного.
Исходя из известного, на сегодня, уровня развития и создания прямоточных гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей сам гиперзвуковой полет летательного аппарата осуществляется при наличии только прямоточного гиперзвукового отделения и уже предварительно набранной скорости аппарата порядка 5-7 М. Любое маневрирование аппарата с таким двигателем и на такой скорости возможно только по кривой с очень значительным радиусом закругления (с потерей маршрута, цели, горючего). В случае исполнения более крутого разворота неизбежно прекращение подачи воздушно-топливной смеси и самопроизвольное выключение двигателя.
Наличие газотурбинной составляющей в составе предлагаемого гиперзвукового двигателя способно решить проблему повышения маневренности летательного аппарата вплоть до одномоментного разворота па 180 град., за счет обеспечения подачи ею паровоздушной топливной смеси в не зависимости от крутизны изменения курса, при наличии в составе самого летательного аппарата соответствующих конструктивных решений и средств управления.