Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата

Техническое решение относится к области авиационного двигателестроения и предназначено для применения на гиперзвуковом летательном аппарате, предназначенном для применения в широком диапазоне высот и скоростей полета, включая ближний космос.
Известен турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий турбореактивный двигатель с форсажной камерой и расположенный соосно ему прямоточный контур (патент РФ на полезную модель №157750). Такой авиационный двигатель может быть использован в качестве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере как при малых скоростях полета, когда достаточно тяги от турбокомпрессорного контура, так и при средних скоростях полета до Mn=2,5÷3,0, когда необходимая тяга обеспечивается с помощью форсажной камеры. Для увеличения скорости полета при Mn≥2,0-2,5 включается прямоточный контур, обеспечивая возможность полета летательного аппарата в атмосфере на больших высотах до Mn≈4,0 и выше.
Для дальнейшего увеличения высоты и скорости полета, вплоть до условий ближнего космоса, предлагается включить в состав силовой установки ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), способный обеспечить реактивную тягу в отсутствии атмосферного воздуха.
На прилагаемой фигуре в качестве примера реализации схематично представлена силовая установка на базе авиационного двухконтурного двигателя ТРДД РД-1700, оборудованного форсажной камерой.
Силовая установка включает авиационный ТРДД РД-1700, за турбиной низкого давления 1 которого установлен лепестковый смеситель 2 потоков первого и второго (вентиляторного) контуров. За ним располагается форсажная камера 4, содержащая топливные форсунки 5 и стабилизаторы пламени 6.
Форсажная камера 4 снабжена перфорированными экранами 7 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.
Непосредственно за турбиной 1 установлены термопары 8 для измерения температуры выходящего из турбины 1 газа. На выходе форсажной камеры 4 установлено сужающееся сопло 10.
Соосно с турбореактивным двигателем располагается камера сгорания 11 прямоточного контура ТПВРД 19, содержащая форсунки для подачи топлива 12 и радиальные стабилизаторы пламени 13. Воздух к камере сгорания 11 поступает из воздухозаборника летательного аппарата 14 через отсечное устройство 15 и диффузор 16 для снижения скорости потока на входе в камеру сгорания 11.
Стабилизаторы пламени 13 выполнены V-образного профиля и соединены с внутренней полостью форсажной камеры 4 для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры 4 внутрь камеры сгорания прямоточного контура 11 с целью стабилизации горения топлива в ней при относительно низкой температуре поступающего из воздухозаборника 14 воздуха.
Внутри радиального стабилизатора пламени 13 установлены перфорированные трубы 17 для подачи в область за стабилизатором пламени дополнительного количества топлива с целью создания переобогащенной топливовоздушной смеси для повышения устойчивости горения подаваемого в камеру сгорания 11 через форсунки 12 топлива. Топливные форсунки 12 выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука (см., например, патент РФ №2210026) для улучшения качества распыла топлива и повышения эффективности его сгорания в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 ТПВРД.
Прямоточный контур ТПВРД 19 снабжен на выходе реактивным сверхзвуковым соплом 18 с регулированием критического сечения 20 и сечения выходной части 21 как в условиях совместной работы ТРДФ и прямоточного контура 19 на высокой скорости полета летательного аппарата, так и при работе только турбореактивного двигателя без подачи топлива в прямоточный контур 19 при относительно низких значениях скорости полета.
Дальнейшее увеличение высоты и скорости полета летательного аппарата обеспечивается работой входящих в силовую установку реактивных двигателей твердого топлива (РДТТ) 22.
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) 22 включают камеру сгорания и реактивное сопло, в котором образующийся от сгорания топлива газ разгоняется, создавая реактивную тягу. Размещенный внутри камеры сгорания твердотопливный заряд может быть выполнен канального или торцевого горения, состав заряда также может быть различным. Изменяя геометрическую форму осевых каналов, можно получать различный характер изменения тяги РДТТ во времени (подробнее см. Г.А. Назаров, В.И. Прищепа «Космические твердотопливные двигатели» www/univer salinternet library.ru/booky44624/ogl.shtml). Работая в течение короткого времени, ракетные двигатели твердого топлива позволяют придать летательному аппарату дополнительный импульс для перевода его к полету по баллистической траектории.
Количество РДТТ 22 в составе силовой установки выбрано не менее двух, при этом управление каждым осуществляется независимо от остальных, что позволяет обеспечить маневрирование летательного аппарата в полете.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
Из воздухозаборника 14 летательного аппарата воздух поступает на вход компрессора низкого давления (вентилятора) турбореактивного двигателя, где осуществляется повышение его давления, после чего часть этого воздуха поступает в компрессор высокого давления для дополнительного сжатия, а затем в основную камеру сгорания, где осуществляется подогрев его путем сжигания топлива. Продукты сгорания поступают на вход турбины высокого давления 9, соединенную валопроводом с компрессором высокого давления, затем поступает на вход турбины низкого давления (ТНД), соединенной валопроводом с вентилятором.
Выходящие из ТНД 1 газы смешиваются в лепестковом смесителе 2 с потоком воздуха второго контура и поступают на вход форсажной камеры 4.
Установленные за турбиной низкого давления 1 термопары 8 измеряют температуру газа. В случае превышения ее над заданным значением (соответствующим температуре газа 1460K перед турбиной высокого давления 9) регулятор снижает подачу топлива в камеру сгорания (что приводит к снижению частоты вращения роторов) для предотвращения перегрева лопаток турбины 9.
п
При достижении заданной скорости полета M=0,8 осуществляется запуск форсажной камеры 4 кратковременным впрыском порции топлива перед турбиной 9 (т.н. «огневая дорожка»). В форсажной камере 4 за стабилизаторами пламени происходит сжигание топлива, подаваемого через топливные форсунки 5, а продукты сгорания поступают в реактивное сопло 10, обеспечивая создание реактивной тяги.
п
При достижении скорости полета M=2,0 открывается отсечное устройство 15 и воздух из воздухозаборника 14 поступает через диффузор 16 в камеру сгорания 11 прямоточного контура 19. В камеру сгорания 11 через форсунки 12 вихревого типа поступает распыленное топливо, воспламеняющееся за стабилизаторами пламени 13, во внутреннюю полость которых поступают продукты горения с высокой температурой из форсажной камеры 4. Поступающие продукты горения для улучшения поджигающей способности топливовоздушной смеси за стабилизаторами пламени 13 дополнительно «обогащены» топливом.
Камера сгорания 11 снабжена перфорированными экранами 3 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.
Для оптимизации работы ТПВРД во всем диапазоне режимов полета предусматривается регулирование критического сечения 20 сопла Лаваля 18.
п
п
п
Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает оптимальные условия для разгона беспилотных летательных аппаратов от минимального устойчивой скорости полета летательного аппарата до М=4 и выше и полета БЛА по необходимой траектории. Оптимизация характеристик двигателя летательного аппарата реализуется благодаря тому, что при низких значениях скорости полета работает только турбореактивный двигатель, обеспечивающий оптимальные характеристики по расходу топлива, при средних значениях скорости полета, когда тяги турбореактивного двигателя не хватает, включается форсированный режим, что является оптимальным для этого диапазона скоростей, а при достижении скорости полета М>2 включается дополнительно прямоточный контур ТПВРД 19, при этом доля газотурбинного контура в создаваемой тяге заметно снижается и его роль сводится при М>3 к обеспечению стабилизации горения топлива в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 в условиях относительно низкой температуры воздуха на входе.
При достижении летательным аппаратом высоты, при которой низкое давление воздуха в камерах сгорания турбореактивного двигателя и прямоточного контура не позволяет обеспечить стабильное горение горючей смеси, и турбопрямоточный контур становится неэффективным, включаются реактивные двигатели твердого топлива 22, придающие летательному аппарату в условиях практически безвоздушного пространства дополнительный импульс, позволяющий увеличить скорость и высоту полета летательного аппарата для выхода его на баллистическую траекторию.
Раздельное управление каждым РДТТ 22 позволяет обеспечить маневрирование летательного аппарата в безвоздушном пространстве.