КОМБИНИРОВАННЫЙ ВОЗДУШНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих в атмосферных условиях, и может быть использовано на беспилотных летательных аппаратах различного назначения.
Известен ракетно-прямоточный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.457, фиг.16.8, содержащий воздушный диффузор, ракетный двигатель, устройство впрыска дополнительного горючего, камеру смешения и догорания, выходное сопло. Недостатком этого двигателя является его низкая эффективность в условиях дозвуковых скоростей полета.
Известен турборакетный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.455, фиг.16.6, (прототип), содержащий компрессор, ракетную камеру, работающую на унитарном топливе и используемую как газогенератор для турбины, приводящей компрессор, камеру дожигания затурбинного газа и устройство подачи дополнительного горючего в камеру дожигания.
Указанный двигатель обладает недостатками, заключающимися в том, что последовательное расположение компрессора, газогенератора и турбины приводит к увеличению массы и габаритов двигателя. Данная схема комбинированного воздушно-ракетного двигателя не позволяет управлять вектором тяги, а осевой выхлоп затрудняет использование стартового ускорителя при запуске.
Целью изобретения является улучшение массогабаритных, энергетических и эксплуатационных характеристик комбинированного воздушно-ракетного двигателя, в том числе и для дозвуковых скоростей полета.
Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом воздушно-ракетном двигателе, содержащем воздухозаборник, соединенный с компрессором,
газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, выход из которого соединен со входом в турбину привода компрессора, камеру дожигания и сопло, рабочие лопатки турбины и компрессора закреплены на общем диске, воздух из компрессора смешивается с затурбинным газом в смесительном устройстве, расположенном на входе в камеру дожигания, сопло состоит из четырех секторов. Установленные на выходе из них газовые рули обеспечивают управление вектором тяги, а отделяемый стартовый ускоритель обеспечивает первоначальную скорость ракеты и связан с корпусом двигателя быстроразъемным соединением.
Расположение рабочих лопаточных венцов компрессора и турбины на общем диске позволяет выполнить турбокомпрессорную часть двигателя более легкой и компактной, а также оптимально использовать объем двигателя для размещения газогенератора и камеры дожигания.
Разделение сопла на четыре сектора и организация выхода потока газа в зону газовых рулей позволяет эффективно управлять вектором тяги, выполнить эти рули в габаритах, не превышающих диаметральные размеры двигателя, что весьма важно, например, в случае запуска из контейнера, а также позволяет осуществить присоединение к корпусу двигателя отделяемого стартового ускорителя.
Включение в состав воздушно-ракетного двигателя отделяемого стартового ускорителя делает возможным запуск ракеты как с носителя (самолета, вертолета), так и из статического положения.
Введение между обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя канала охлаждения (по п.2 формулы изобретения), соединенного на входе с воздухозаборником, а на выходе с соплом, обеспечивает прокачку по нему части воздуха за счет скоростного напора и эжектирующего воздействия выходной струи и, тем самым, уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания.
Для повышения конечной температуры в камере дожигания и, как следствие, увеличения тяги, создаваемой комбинированным воздушно-ракетным
двигателем (по п.3 формулы изобретения), в камеру дожигания подается дополнительное горючее. Использование свободного объема смесительного устройства, расположенного на входе в камеру дожигания, например плохообтекаемого тела, для хранения и подачи дополнительного горючего позволяет улучшить массогабаритные характеристики двигателя.
Для повышения надежности воспламенения газов в камере дожигания в состав комбинированного двигателя (по п.4 формулы изобретения) включено устройство для воспламенения смеси затурбинного газа с воздухом.
Реализация перечисленных совокупных признаков для каждого из вариантов формулы изобретения позволяет значительно улучшить массогабаритные, энергетические и эксплуатационные характеристики комбинированного воздушно-ракетного двигателя по сравнению с прототипом.
Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 работает следующим образом (см. фиг.1).
Запускается отделяемый стартовый ускоритель 1 и сообщает ракете необходимую начальную скорость, после чего срабатывает быстроразъемное устройство (например пироболты) 9, и происходит отделение стартового ускорителя 1 с одновременным запуском газогенератора 3. Продукты сгорания от газогенератора 3, содержащие горючий газ, поступают на вход в турбину 4, в которой срабатывается часть давления, получаемого в газогенераторе, и происходит раскрутка ротора турбины 4 и компрессора 5. Воздух, забираемый из атмосферы через воздухозаборник 2, поступает в компрессор 5, где сжимается до давления, необходимого для получения заданных параметров в камере дожигания 6. Газ из турбины 4 и воздух из компрессора 5 поступают в смесительное устройство 7, и после образования смеси затурбинного газа с воздухом на входе в камеру дожигания 6 происходит воспламенение смеси под действием температуры. В камере дожигания 6 сгорает горючая составляющая смеси, и повышается температура продуктов сгорания. Из камеры дожигания 6 продукты сгорания попадают в сопло 8, где разгоняются до скорости, необходимой для получения заданной величины тяги.
На пути выхода продуктов сгорания из сопла установлены газовые рули 10, обеспечивающие управление вектором тяги за счет отклонения потока продуктов сгорания за соплом по сигналу от системы управления.
Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.2 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.2).
Воздух из воздухозаборника 2 перед компрессором 5 разделяется на два потока. Одна часть воздуха поступает на вход в компрессор 5, а другая его часть поступает в канал охлаждения 11, образованный обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя и соединенный на входе с воздухозаборником 2, а на выходе с соплом 8. Охлаждающий воздух прокачивается через канал охлаждения 11 за счет скоростного напора и эжектирующего действия струи газа, выходящей из сопла 8, и уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания 6.
Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.3 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.3).
На выходе из смесительного устройства 7 в смесь затурбинного газа с воздухом из блока хранения и подачи дополнительного горючего 12 через форсунки 13 подается дополнительное горючее, и в камере дожигания происходит сгорание как горючей составляющей, так и дополнительного горючего.
Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.4 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.4).
После запуска газогенератора 3 для улучшения условий воспламенения в камере дожигания включается устройство воспламенения 14.