ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ПРЯМОТОЧНЫМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Изобретение относится к области авиационно-космической техники, а именно к движущимся со сверхзвуковыми или гиперзвуковыми скоростями летательным аппаратам с воздушно-реактивными двигателями.
Известен гиперзвуковой летательный аппарат (US 5452866 B64G 1/50), в выпуклой поверхности носовой части которого имеются отверстия, выполненные в виде микроскопических пор. Эти отверстия расположены соосно с отверстиями входа в камеру сгорания двигателя. Отверстия газодинамически связаны с емкостью с газом. Цель такой инжекции - в защите критической части и переднего участка носовой области летательного аппарата от тепловых потоков. Волновое сопротивление при этом не спадает, и даже может увеличиваться. Воздушный поток уплотняется, сильно нагревается в формирующейся ударной волне и частично перемещается с инжектируемым газом; т.е. при использовании для инжекции горючего газа формируется высокотемпературная топливовоздушная смесь. В результате этого весьма вероятно ее нежелательное воспламенение. Летно-технические характеристики гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) в этом случае не повышаются. Целесообразно для такой инжекции применение негорючих газов, что увеличивает волновое сопротивление.
Известно устройство летательного аппарата (патент RU 2107010, 20.03.1998 МПК В64С 21/02, В64С 23/00, В64С 30/00), содержащее внутри корпуса источник лучевой энергии и источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии. В лобовой части корпуса летательного аппарата размещено устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически связанное с источником лучевой энергии. Имеется устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи его. В лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел. Данное устройство обеспечивает безударное сверхзвуковое движение при одновременном энергетическом выигрыше, высокую скорость и дальность полета. Уровень ударного воздействия на поверхность Земли для широкого спектра сверхзвуковых летательных аппаратов различных типов и назначений снижен. Однако тактико-технические характеристики известного летательного аппарата недостаточно высоки.
Известен гиперзвуковой летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (RU 2604975 20.04.2015 МПК F02K 7/10). Данное техническое решение по максимальному количеству сходных существенных признаков и по достигаемому результату при его использовании принимается за прототип. В передней части известного устройства сформировано углубление (емкость), объем которого заполняется горючим газом через отверстия, расположенные по поверхности углубления. В этом объеме формируется изобарическая область. На ее плоской границе с воздухом происходит формирование топливовоздушной смеси, которая поступает в камеру сгорания (КС) прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и зажигается в зоне стабилизации горения. Однако на создание тяги, компенсирующей силу аэродинамического сопротивления, уходит много горючего газа, а большая величина аэродинамического сопротивления вызывает излишний нагрев гиперзвукового летательного аппарата и отрицательно влияет на диапазон режимов полета.
Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение и технический результат, который может быть получен при его осуществлении, позволяет расширить диапазон гиперзвуковых режимов полета гиперзвукового летательного аппарата и осуществлять их оперативную корректировку при изменении внешних условий полета или полетного задания. Это обеспечивается повышением эффективности работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет организации устойчивого воспламенения и стабильного горения топлива при повышении полноты его сгорания.
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом, где на фигуре изображена схема гиперзвукового летательного аппарата ГЛА с прямоточным воздушно-реактивным двигателем ПВРД.
1 - ГЛА;
2 - ПВРД;
3 - КС;
4 - источник электропитания плазмотрона;
5 - источник рабочего газа плазмотрона;
6 -источник рабочего газа термохимического реактора ТХР;
7 - электрохимический генератор низкотемпературной плазмы
8 - плазмотрон;
9 - термохимический реактор ТХР.
Заявляемое изобретение, как и прототип, содержит гиперзвуковой летательный аппарат ГЛА 1 с прямоточным воздушно-реактивным двигателем ПВРД 2 со сверхзвуковой камерой сгорания КС 3, а также источник электропитания 4 и источники рабочих газов 5 и 6. В отличие от прототипа заявляемое устройство снабжено электрохимическим генератором низкотемпературной плазмы 7, состоящим из связанных между собой плазмотрона 8 и термохимического реактора ТХР 9, соединенного со сверхзвуковой камерой сгорания КС 3. К каналу камеры сгорания КС 3 подключен электрохимический генератор низкотемпературной плазмы 7 для более эффективного воздействия на внутренние процессы в камере сгорания 3. К плазмотрону 8 подключены источник электропитания 4 и источник рабочего газа 5. К термохимическому реактору ТХР 9 подключен источник рабочего газа 6.
Работа заявляемого изобретения происходит следующим образом. В канал сверхзвуковой камеры сгорания КС 3 двигателя ПВРД 2 вводится плазменная струя из термохимического реактора ТХР 9 генератора низкотемпературной плазмы 7. Ввод плазменной струи в канал КС 3 улучшает качество смешивания топлива с воздухом. Плазма нагревает топливовоздушную смесь и обогащает ее высокореакционными элементами (радикалы, заряженные и возбужденные частицы). Эти элементы необходимы для сокращения времени задержки воспламенения углеводородного топлива в сверхзвуковом потоке воздуха и стабилизации егопоследующего горения в камере сгорания КС 3. Первоначально плазма определенного состава, расхода и температуры формируется в плазмотроне 8, используя рабочий газ из источника 5 и электрическую энергию источника электропитания 4. Перед впрыском плазмы в канал КС 3 она проходит через канал термохимического реактора ТХР 9. Здесь плазма из плазмотрона 8 взаимодействует с рабочим газом ТХР 9 из источника 6. В результате этого взаимодействия образуется дополнительное количество высокореакционных элементов. Применение ТХР 9 в составе электрохимического генератора низкотемпературной плазмы 7 дает возможность экономичного расходования электроэнергии плазмотроном 8. Возможность осуществления полета ГЛА на углеводородном топливе в диапазоне чисел Маха М=6-10 обеспечивается за счет управления процессом горения в КС 3 ПВРД 2 в широком диапазоне до- и сверхзвуковых скоростей воздушного потока в ней.
Техническим результатом заявляемого изобретения является расширение диапазона режимов полета гиперзвукового летательного аппарата ГЛА с ПВРД и выполнение их оперативной корректировки за счет повышения эффективности работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя ПВРД 2. Достижение заявленного технического результата подтверждается проведенными на предприятии расчетно-экспериментальными исследованиями.