ДВИГАТЕЛЬ ВНЕШНЕГО СГОРАНИЯ

Техническое решение относится к области машиностроения, а именно, к области конструирования и производства двигателей транспортных средств, и может быть использовано в качестве силовых установок летательных аппаратов, преимущественно, летательных аппаратов, применяемых для орбитальных и суборбитальных космических полетов.
Внешнее горение, применительно к летательным аппаратам, в общем случае представляет собой процесс сгорания топлива в потоке, обтекающем летательный аппарат. При подаче топлива в какую либо зону обтекающего аппарат потока вследствие массо- и теплоподвода при сгорании образующейся топливовоздушной смеси происходит отклонение внешнего потока и местное повышение давление, приводящее к возникновению усилия, действующего на летательный аппарат. Принципиальные схемы гиперзвуковых прямоточных воздушно реактивных двигателей с внешним горением приведены в научно-технической литературе (см., например, Курзинер Р.И. Реактивные двигатели больших сверхзвуковых скоростей полета. М., «Машиностроение», 1989).
Известен двигатель внешнего сгорания (RU, патент 2037636 F 02 G 1/04, 1995), содержащий цилиндры с поршнями, впускными и выпускными окнами, соединенными перепускным каналом с холодильником, причем цилиндры снабжены нагнетательными и наполнительными клапанами, соединенными между собой через нагреватель магистралью высокого давления. Кроме того, он снабжен
обратимой турбиной-компрессором, установленной на входе перепускного канала.
Недостатком известного двигателя следует признать невозможность применения его для движения летательных аппаратов.
Известен двигатель Стирлинга (RU, патент 2049252 F 02 G 1/04, 1995), содержащий, по меньшей мере, две пары радиально расположенных цилиндров, каждая из которых включает горячий и холодный цилиндры, размещенные внутри каждого цилиндра по одному рабочие поршни, разделяющие объем цилиндров на две полости, периферийную и центральную, нагреватели, регенераторы, холодильники, установленные по одному в каждой магистрали, соединяющей одну из полостей горячего цилиндра каждой пары цилиндров с одной из полостей холодного цилиндра, причем каждые два поршня в одноименных цилиндрах, расположенных один напротив другого по одной оси, связаны общим штоком, который сообщен с механизмом привода, при этом в каждой паре цилиндров центральные полости соединены одинаковыми магистралями с периферийными и изменено направление вращения.
Недостатком известного двигателя следует признать невозможность применения его для движения летательных аппаратов.
Известен двигатель внешнего сгорания (RU, патент 2258824 F 02 G 1/043, 2005), содержащий корпус, нагреватель и холодильник, сообщенные с камерой, в которой размещены рабочий вал и ротор с уплотнителями, причем указанная камера включает горячую и холодную камеры. Также двигатель дополнительно снабжен накопителем и нагнетателем, последний подает из накопителя смазочно-охлаждающую жидкость в холодную камеру, нагреватель снабжен обратным клапаном, накопитель с одной стороны сообщен с нагревателем, а с другой стороны соединен с холодильником, в
камере установлен кривошипный вал, ротор размещен в пазу рабочего вала, а в центре ротора установлена ось, конец которой входит в отверстие, выполненное в кривошипном валу.
Недостатком известного двигателя следует признать невозможность применения его для движения летательных аппаратов.
Техническая задача, решаемая посредством предложенной конструкции, состоит в разработке двигателя внешнего сгорания, пригодного для установки на орбитальных и суборбитальных летательных аппаратах.
Технический результат, получаемый при реализации предложенной конструкции, состоит в снижении затрат на выведение единицы массы полезного груза на орбиту.
Для достижения указанного технического результата предложено использовать гиперзвуковой прямоточный воздушно реактивный двигатель внешнего сгорания, характеризуемый наличием воздухозаборника, топливного бака, газогенератора, автоматически регулируемого сопла и воздушно-топливного тракта, причем воздухозаборник и автоматически регулируемое сопло размещены на противоположных концах внешней оболочки транспортного средства, на котором установлен двигатель внешнего сгорания, между ними расположен воздушно-топливный тракт, а топливный бак и газогенератор, соединенный с одной стороны с топливным баком, а другой стороны посредством сопел - с воздушно-топливным трактом двигателя, размещены внутри транспортного средства. Предпочтительно топливный бак выполнен с возможностью размещения в них твердотельного углеродного топлива, преимущества которого будут рассмотрены далее. Для лучшей организации горения за автоматически регулируемым соплом по ходу движения газового потока на поверхности транспортного средства
могут быть установлены клиновые препятствия, в которых могут быть установлены дополнительные сопла. С той же целью непосредственно после воздухозаборника на поверхности транспортного средства могут быть дополнительно установлены пилоны с сопловыми блоками, вход которых соединен с выходом газогенератора, предназначенные для подачи в воздушный поток высокотемпературных продуктов газогенерации углеводородного топлива. Также перед входом в сопло могут быть дополнительно установлены с возможностью образования скачков уплотнения воздушно-топливного потока клиновые пилоны из жаропрочных материалов, при этом в клиновых пилонах дополнительно могут быть размещены сопловые блоки стартовой ступени. В предпочтительном варианте реализации сопла газогенераторы бывают выполнены эллиптическими или щелевыми.
Предлагаемый двигатель, работающий на твердом топливе, проще, дешевле, надежнее и безопаснее в работе по сравнению с двигателем на жидком топливе. Продукты газогенерации твердого топлива получить и дожечь в воздухе проще, чем организовать горение в потоке жидкого топлива.
Предлагаемый двигатель на твердом топливе является многорежимным, на старте работающий как разгонный твердотопливный реактивный двигатель с эжектором и догоранием в воздухе, затем как газогенератор на траектории разгона и далее (при необходимости) как доразгонная ступень твердотопливного реактивного двигателя.
Твердое топливо удобнее и безопаснее в обращении относительно жидкого топлива и, кроме того, конструкция твердотопливного реактивного двигателя упрощает задачу
теплозащиты корпуса летательного аппарата и облегчает сам летательный аппарат.
Основными узлами гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя являются: емкости (баки) хранения топлива, газогенератор, воздухозаборник, тракт догорания и сгорания и сопло внешнего расширения, при этом баки и газогенератор могут быть совмещены.
Тракт догорания и сгорания продуктов газогенерации проходит по нижней поверхности летательного аппарата и имеет распространенную для подобных двигателей компоновку: передняя часть летательного аппарата выполняет функцию воздухозаборника, а задняя часть - сопла внешнего расширения. Сопло внешнего расширения имеет автоматическую регулировку по всем режимам полета и обладает минимальной массой.
Достаточно сложно в гиперзвуковом прямоточном воздушно реактивном двигателе организовать горение топлива в сверхзвуковом потоке. Предпочтительно организовывать горение в скачке уплотнения или в ударной волне, возникающей на дополнительно установленных на корпусе летательного аппарата препятствиях для топливно-воздушной струи. В этом случае горение происходит в узком слое за ударной волной. Для указанной схемы организации горения необходимо подготовить хорошо перемешанную смесь. При набегании топливно-воздушной смеси на препятствие со сверхзвуковой скоростью при достаточном разогреве в скачке происходит детонация (мгновенное сгорание) смеси. Эксперименты на различных топливно-воздушных смесях подтвердили эти утверждения. На продуктах неполного сгорания твердого топлива (продуктах газогенерации) осуществимо аналогичное воспроизведение указанных результатов, поскольку в этом случае
детонационное горение происходит уже на малых скоростях и даже на нулевой скорости. Для реализации этого решения в тракте двигателя непосредственно после воздухозаборника устанавливают блок сопел, истечение газа из которых происходит со сверхзвуковой скоростью. Далее по тракту перед автоматически регулируемым соплом устанавливают клиновые препятствия, внутри которых могут быть установлены дополнительные сопла (типа дежурного факела), на которых, за счет скачков уплотнения, происходит догорание продуктов газогенерации, перемешанных с воздухом.
Одним из основных направлений для создания условий, обеспечивающих стабилизацию пламени в узлах гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя, следует считать газодинамические воздействия на поток, приводящие к возникновению местных (локальных) скачков уплотнения перед фронтом горения с отрывом пограничного слоя и, следовательно, к повышению температуры за скачками. К числу таких воздействий могут быть отнесены условия, способствующие распространению сильных возмущений на встречу потоку (положительный градиент вдоль тракта, вдувание топлива перпендикулярно потоку и др.), а также способы образования зон с устойчивым (дежурным) факелом (нишевые углубления с дозвуковой скоростью потока в них, топливно-воздушная или топливно-окислительная горелка с высокой температурой пламени и т.д.).
В связи с выше изложенным в конструкции гиперзвукового тракта сразу за воздухозаботником могут быть установлены пилоны с сопловыми блоками, через которые в обтекающий воздушный поток подают высокотемпературные продукты газогенерации с большим содержанием горючего. На некотором участке происходит их смешение с воздухом и частичное сгорание. Далее перед выходом в
сопло могут быть установлены клиновые пилоны из жаропрочных материалов, на которых происходит образование скачков уплотнения (ударных волн), что обеспечит более эффективное смешение и быстрое сгорание смеси. В указанных пилонах расположены сопловые блоки стартовой ступени, они же выполняют функцию дежурных факелов для стабилизации пламени в тракте гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя на следующих ступенях. Указанные сопловые блоки одновременно выполняют функцию дежурных факелов для стабилизации пламени в тракте гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя на следующих ступенях полета.
Указанная компонента тракта позволит более полно использовать возможности летательного аппарата, на котором она установлена, при движении на малых скоростях. Поскольку продукты газогенерации истекают из сопел со сверхзвуковыми скоростями, то образование ударных волн на клиновых препятствиях будет возможно уже на малых скоростях и даже на старте. Следовательно, стартовая ступень тяги уже будет иметь не только ракетную, но и воздушно реактивную составляющую. Затем в процессе разгона ракетная составляющая будет уменьшаться, а воздушно реактивная расти. Сопла газогенератора могут быть выполнены эллиптическими или даже щелевыми, что будет способствовать лучшему смещению и сгоранию, т.е. уменьшению тракта догорания.
Таким образом, предлагаемая двигательная установка представляет собой единый конструктивный узел, обеспечивающий за счет простоты конструкции и, следовательно, технологии ее изготовления, а также снижение стоимости используемого горючего, снижение стоимости вынесения на орбиту единицы массы полезной нагрузки.