КОМБИНИРОВАННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Комбинированный двигатель для летательных аппаратов
Полезная модель относится к энергосиловым установкам, не имеющим турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, а точнее - комбинированным прямоточно-пульсирующим воздушнореактивным двигателям.
Имеется опыт применения комбинированных двигателей, состоящих, например, из турбореактивных (ТРД) и ракетных (РД) двигателей или их комбинации, имеющих общий привод и размещенных в едином корпусе. В массовом отношении такие двигатели выгоднее, чем простая комбинация ТРД и РД.
Известен ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа, представленный на рис.5.3. Р.И.Курзинера «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, с. 167. Комбинированный двигатель ATR был предложен для перспективного одноступенчатого ВКС военного назначения и может быть отработан, как утверждают зарубежные специалисты, через 10... 15 лет. Для такого типа двигателя характерно расширение диапазона достигаемых скоростей и высот полета. Несмотря на то, что данный тип двигателя еще не освоен ни одной страной, дальнейшее развитие ракетной и космической техники уже сейчас требует своего дальнейшего совершенствования, например, при разработке и создание аэродинамического самолета. Однако для перспективных летательных аппаратов XXI века требуется широкий диапазон плавного изменения скорости их полета, начиная от дозвуковых и кончая гиперзвуковыми, а также, чтобы их двигатели работали экономично на любых высотах вплоть до безвоздушного пространства.
МПКР02К7/20
YY
F02K7/20.
В нем значительно расширены технические возможности двигателя, позволяющего реализовать полет летательного аппарата (ЛА) в широком диапазоне изменения высот и скоростей. Это достигается за счет объединения в одной конструкции двух типов двигателей: пульсирующего двигателя детонационного горения (ПДДГ) и двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Предложенная схема двигателя позволит изменять скорость ЛА, начиная от дозвуковых ее значений и кончая гиперзвуковыми.
Однако для данной схемы характерен затяжной переход на маршевый режим работы двигателя. Это объясняется малой частотой детонационных импульсов, реализуемых в настоящее время данным типом двигателя, что уменьшает значение величины стартовой тяги.
Задача полезной модели состоит в увеличении начальной скорости полета ЛА и более быстрого его перехода на маршевый режим работы.
Решение поставленной задачи осуществляется за счет использования в качестве стартового режима работы комбинированного двигателя ракетного двигателя твёрдого топлива (РДТТ).
Поставленная задача достигается тем, что стартовый двигатель представляет собой твердотопливный двигатель, свободно вложенный в несущий корпус и опирающийся передним днищем на центральное тело, а его воспламенитель, установленный в районе критического сечения соплового блока, связан только с системой запуска.
На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема комбинированного двигателя для летательных аппаратов, представляющая собой объединение в единой конструкции двух двигателей: маршевого и стартового. Маршевый двигатель объединяет в единой конструкции ПДДГ и двухрежимный ПВРД.
та ЛА в условиях космического пространства и на всех промежуточных режимах работы двигателя. ГТВРД (2) предназначен для создания тяги на больших скоростях полёта ЛА. Оба двигателя обеспечивают маршевый режим работы комбинированного двигателя.
Стартовый двигатель (3) представляет собой РДТТ и предназначен для увеличения начальной скорости полёта ЛА и более быстрого его перехода на маршевый режим работы.
ПДДГ состоит из корпуса с окнами 4, центрального тела 5, системы подачи компонентов топлива 6, системы инициирования 7, выдвижного конуса 8 и створок 9.
Двухконтурный ПВРД состоит из корпуса 10 со створками 11, соединённый с несущим корпусом 4 пилонами 12, и элементов системы подачи компонентов топлива 13.
РДТТ состоит из корпуса 14 и закреплённого на нём твердотопливного заряда 15 и соплового блока 16, а также воспламенителя 17.
Комбинированный двигатель может функционировать в нескольких режимах работы. При этом подачу компонентов топлива в ГТВРД и в ПДДГ осуществляет единая система подачи компонентов топлива и по команде от общей системы управления. Работа РДТТ осуществляется автономно от системы запуска.
Первый режим работы комбинированного двигателя - стартовый режим.
Дня запуска двигателя необходимо подать сигнал на воспламенитель 17. Продукты его сгорания заполняют свободный объём камеры РДТТ. При повышении давления в камере выше минимального давления устойчивого горения и достижении температуры воспламенения твердотопливного заряда 15 происходит его воспламенение. После вышибания заглушки совместно с воспламенителем 17 происходит истечение продуктов сгорания, в результате чего создаётся тяга. При достижении ЛА скорости полёта ...3 и более и после полного сгорания твердотопливного заряда происходит переход работы комбинированного двигателя на маршевый режим работы.
При этом происходит открытие створок 9, после чего скоростным напором встречного воздуха РДТТ. свободно вложенный в несущий корпус, выбрасывается назад. В результате этого камера комбинированного двигателя, представляющая собой первый контур, удаляется и двигатель перестраивается на второй режим работы.
Второй режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ с эжекторным усилителем тяги.
Исходное положение. ЛА находится в предстартовом положении. При этом створки 11 ПДДГ находятся в исходном (нейтральном) положении, передние створки 9 ПВРД подняты, а задние (выходные) - в исходном (нейтральном) положении. Выдвижной конус 8 в исходном (задвинутом) положении. Перед запуском двигателя детонационная камера ПДДГ первоначально заполняется рабочей смесью из системы подачи компонентов топлива 6. Происходит заполнение полости «б. По окончании ее заполнения система инициирования выдает детонационный импульс, под действием которого рабочая смесь детонирует. Образовавшаяся детонационная волна распространяется только в сторону выходного сопла. Распространению ее вперед препятствует система скачков уплотнений, образовавшаяся в результате взаимодействия детонационной волны с центральным телом 5. Детонационная волна, выходя из сопла ПДДГ, превращается в ударную волну, которая, направляясь к выходной части корпуса 10, создает на его входе разрежение. За счет возникающего эффекта эжекции создается дополнительная составляющая тяги.
также заполнения внутреннего объема корпуса 4 очередной порцией рабочей смеси. Далее процесс повторяется. При этом в детонационную камеру ПДДГ в качестве топлива подается только горючее, а в качестве окислителя используется воздух из окружающей среды.
Тяга комбинированного двигателя на первом режиме его работы создается за счет взаимодействия детонационной волны с центральным телом, за счет истечения продуктов детонации через сопло и за счет эжектирующего эффекта, возникающего на входе в ПВРД. За счет создавшейся тяги ЛА трогается с места.
Третий режим работы комбинированного 1П1ДГ - совместный режим ПДДГ и ПВРД. Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА до скоростей .
Исходное положение. ЛА находится в полете на траектории. При этом створки 9 ПДДГ прикрыты, а выдвижной конус 8 выдвинут настолько, что обеспечивается заданный режим работы. ПДДГ.
Передние и задние створки 11 ПВРД прикрыты. Передние створки обеспечивают заданный расход воздуха, а задние - требуемое значение площади критического сечения, образуемой между срезом сопла ПДДГ и створками 11.
Работает ПДДГ аналогично вышеописанному режиму. Компонентами топлива для ПВРД являются горючее из системы подачи бив качестве окислителя воздух окружающей среды.
Запуску ПВРД предшествует процесс заполнения полости «а рабочей смесью. По мере ее заполнения подается команда на воспламенение. Как подача горючего, так и воспламенение рабочей смеси осуществляются элементами подачи компонентов топлива и их воспламенения 13. Тяга ПВРД создается за счет истечения продуктов сгорания из камеры сгорания.
бинированным двигателем, складывается из тяг, создаваемых как ПДДГ, так и ПВРД.
Четвёртый режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактнвного двигателя (ГПВРД). Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА со скоростями .. .5.
Исходное положение. ЛА находится в полете, при этом передние створки 11 ПВРД находятся в нейтральном положении, а задние - в открытом положении, что обеспечивает процесс сверхзвукового горения рабочей смеси в камере ПВРД и дальнейший разгон продуктов сгорания. Положение остальных подвижных частей соответствует второму режиму работы, но с настройкой их на заданный режим работы двигателя, соответствующий требуемой скорости полета ЛА.
Отличительной особенностью работы двигателя в данном режиме является то, что сверхзвуковой поток воздуха практически не тормозится в камере ПВРД, что обеспечивает в ней процесс сверхзвукового горения. Так как течение продуктов сгорания в ПВРД сверхзвуковое, то необходимость в создании критического сечения отпадает и в дальнейшем разгон продуктов сгорания осуществляется за счет увеличения площади поперечного сечения выходного канала сопла.
Общая тяга комбинированного двигателя складывается из тяги ПДДГ и ГПВРД, однако, основную составляющую создает ГПВРД.
Пятый режим работы комбинированного двигателя -двухконтурный двигатель детонационного горения. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА со скоростями . При этом ГПВРД начинает работать в режиме ПДДГ. Для этого выдвижной конус 8 занимает такое положение и форму, что бы скорость потока рабочей смеси в детонационные, камеры равнялась скорости распространения детонационной волны. Компонентами топлива являются кислород, выделяющийся из воздуха, и поступающий в воздухозаборники за счет скоростного напора и горючее любого агрегатного состояния, но перед подачей в камеру смешения переведенного
Шо JM we
в газообразное состояние и способного детонировать. Подача его осуществляется как за счет системы подачи, размещенного Б конусе и в корпусе, так и за счет эффекта эжекции.
Весь процесс смешения можно условно разделить на два участка: начальный и основной. Соответствующие участки будет иметь и смесительная камера.
На начальном участке камеры смешения горючее в виде эжектируемого газа непрерывно захватывается высокоскоростной струей воздуха и увлекается ее в зону смешения Это течение с известным приближением можно уподобить турбулентной струе, движущейся в смутном потоке. Ввиду наличия поперечных пульсационных компонентов скорости, свойственных турбулентному течению, потоки внедряются в друг друга, образуя постепенно расширяющуюся зону смешения - пограничный слой струи рабочей смеси. В пределах пограничного слоя происходит первоначальное образование рабочей смеси и плавно изменение ее параметров. Вне пограничного слоя начального участка суеси.ельной камеры имеются невозмущенные потоки эжектируемой и эжектирующей составляющих рабочей смеси.
В основной части смесительной камеры происходит окончательное образование однородной рабочей смеси и исчезновение зон невозмущенного течения ее составляющих Протяженность этой зоны зависит от конфнаурации и размеров конуса, их соотношения по отношению к размерам воздухозаборника, скорости полета, организации системы подачи и т.д. Из литературных источников следует, что относительная длина камеры смешения ПВРД  составляет 8-10.
Назовем сечение камеры двигателя, в котором закончилось выравнивание параметров рабочей смеси, как по потоку, так и по перечному сечению камеры «граничным сечением. На расстоянии ...3 от граничного сечения устанавливается инициатор.
fawJiUe  «с
направлениям, где находится рабочая смесь. При этом ее осевая составляющая направлена в сторон i-v.E}Ca. л другая составляющая в сторону сопловой части камеры двигателя
В связи с тем, что скорое и перемещения детонационной волны и потока рабочей смеси примерно равны и направлены навстречу друг другу, образуется стоячая детонационная волна, которая делит камеру двигателя на две части: смесительную и детонационную камеры. В зависимости от параметров скоростного потока стоячая детонационная волна может несколько перемещаться по оси камеры двигателя: вперед на ...3 до граничного слоя и назад на ...3 до расширяющейся части камеры двигателя.
Данный режим работы используется в процессе полета ЛА с максимальной скоростью полета ().
Шестой режим работы комбинированного двшателя - двухконтурный ПДДГ. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве.
Исходное, положение. ЛА находится в полете в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве При этом створки 9 ППДГ закрыты полностью, выдвижной конус 8 находится в исходном положении, передние створки И ПВРД закрыты, а задние - открыты, что образует второй контур ПДДГ. Двухкомпонентная рабочая смесь, состоящая как из горючего, так и из окислителя заполняет полости «а, «б и «в двигателя с помощью системы подачи компоненюв 6 По мере их заполнения от системы инициирования по команде системы управления двигателем поступает детонационный импульс. Рабочая смесь, находящаяся в полости «б, детонирует Образовавшаяся детонационная волна начинает распространяться в сторону сопла ПДДГ. Кроме того, она через специальные окна, выполненные в корпусе 4, распространяется во второй контур ПДДГ (полость «в ПВРД) и вызывает в нем детонацию рабочей смеси Образовавшаяся детонационная волна устремляется в сторону сопла ПВРД. В дальнейшем процесс повторяется вновь с частотой, задаваемой системой управления двшаi еле ад.
Тяга комбинированного двигателя создается как за счет взаимодействия детонационных волн с закрытыми створками 9 и 11, гак и за счет истечения продуктов детонации через выходные сопла обоих контуров.
Предложенная конструктивная схема комбинированного двигателя даст возможность для разработки в следующем столетии как нового пилотируемого транспортно-космического и аэрокосмического летательных аппаратов, так и новых видов оружия.
Предложенная схема позволит расширить диапазон изменения скорости летательного аппарата, начиная ог дозвуковых ее значений и кончая максимально возможными на различных высотах ее полета.
Конструктивное выполнение различных типов двигателей в едином устройстве позволяет значительно улучшить массовые и геометрические характеристики летательных аппаратов по сравнению с автономным их использованием. Кроме гого, для пульсирующих двигателей детонационного горения характерны малые расходы компонентов топлива и низкие, давления их подачи в детонационную камеру, простота конструкции и отсутствие подвижных частей, высокая экономичность и сложность обнаружения летательного аппарата средствами ПВО и ПРО. Данный тип двигателя работает на всей траектории полета и может использовать такие компоненты топлива, которые имеют широкую, разнообразную и дешевую сырьевую базу.