Комбинированный трехрежимный реактивный двигатель

Полезная модель относится к авиационной и ракетной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использована на скоростных и высотных воздушных летательных аппаратах.
Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным устройством признаков.
Известна комбинированная силовая установка по патенту РФ №148094, содержащая основной модуль, выполненный в виде турбореактивного двухконтурного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку и сопло с центральным телом, и дополнительный модуль, установленный во втором контуре основного модуля и выполненный в виде турбореактивного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку, эжекторное сопло с центральным телом, отличающаяся тем, что стойки основного и дополнительного модулей снабжены каналами отбора воздуха из компрессоров, соединенными с каналами подвода воздуха, выполненными в центральных телах, видимые со стороны сопла поверхности которых образованы двойными стенками, наружные из которых перфорированы, а полости между стенками сообщены с каналами подвода воздуха, при этом центральные тела своими расширяющимися частями полностью перекрывают турбины со стороны сопл.
Известен комбинированный ПВРД по патенту РФ №2015390, содержащий корпус, маршевый двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и выходную камеру сгорания, в которой размещен разгонный двигатель. Недостатками известной конструкции являются длина камеры сгорания, сопоставимая с длиной разгонного двигателя, которая недостаточна для обеспечения полноты реализации энергетического ресурса топлива маршевого двигателя, а также нерациональное использование объема выходной камеры сгорания вокруг разгонного двигателя, который частично заполнен теплозащитными экранами, что увеличивает пассивный вес конструкции.
Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2446304, который состоит из входного устройства, компрессора с приводом, газовой турбины, камеры сгорания, системы внутреннего воздушного охлаждения, заборного и выпускного устройства, подвода и отвода охлаждающего воздуха с проточной частью двигателя перед входом в компрессор.
Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель по патенту СССР №1747730, содержащий внутренний компрессорный и внешний прямоточный контуры с профилированным входным устройством, камеры сгорания, компрессор, турбину, теплообменник с отдельными входными патрубками с отбором воздуха по окружности в чередующем порядке с выходными отверстиями внешнего прямоточного контура по каналам. Общим недостатком вышеуказанных двигателей является их конструктивная сложность.
Известен комбинированный воздушно реактивный двигатель по патенту РФ №2626278, содержащий газотурбинный двигатель, камеры сгорания, компрессор, турбину, реактивное сопло, отличающийся тем, что он содержит компрессор, газотурбинный двигатель, за которым расположены компрессорная и вокруг нее прямоточная камеры сгорания с реактивными соплами. Работа устройства следует раскручиванием вала с роторами компрессора и газотурбинного двигателя, который включается в работу, используя часть воздушного потока от лопаток через заборное устройство, а другая воздушная масса по каналу поступает в камеру сгорания, рабочие продукты которой при выходе из сопла создают реактивную тягу двигателя, а при определенной скорости открываются створки и включается в работу прямоточная камера сгорания, увеличивая его тягу.
Недостатком данного устройства является сложность и дороговизна компрессоров.
Известен комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2621588, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель из твердого ракетного топлива, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания.
Известен комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2621588, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель, который характеризуется тем, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.
Данное техническое решение, как наиболее близкое к заявленному по техническому существу и достигаемому результату, принято в качестве его прототипа.
К недостаткам этого технического решения относится ограниченная область применения только для полетов в атмосфере и неработоспособность двигателя при маневрировании на малых скоростях и при посадке.
Задачей полезной модели является создание двигателя способного обеспечить эффективную тягу и на взлете, и при полете в атмосфере, и в ближнем космосе.
Сущность заявленного технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.
Согласно полезной модели комбинированный трехрежимный реактивный двигатель, включающий камеру сгорания, форсунки, запальное устройство и выходное сопло Лаваля, характеризующийся тем, что он снабжен центральной камерой смешивания в виде эллиптического параболоида и охватывающей ее наружной камерой смешивания в виде торообразного тела с параболическим поперечным сечением переходящей в цилиндрическую камеру сгорания, сопряженную через разъем с соплом Лаваля, при этом центральная камера смешивания выполнена с двойной стенкой с образованием между стенками газогенерирующей полости для преобразования жидкого горючего в парогазовую смесь, при этом в центральной камере смешивания помещено запальное устройство, в полости наружной камеры смешивания размещены форсунки для выброса топлива на стенки камеры сгорания, а между центральной камерой смешивания и наружной камерой смешивания установлены заслонки для поступления воздуха и перекрытия перетока рабочего тела во встречном направлении.
Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что заявленный комбинированный реактивный двигатель имеет возможность осуществлять три режима работы: взлетный режим «по тревоге» по типу ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), воздушный режим для полета в атмосфере по типу прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и ракетный режим для маневрирования, в т.ч. на малых скоростях, и полета в ближнем космосе по типу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом, на котором представлен продольный разрез по заявленному двигателю.
На чертеже позициями обозначены:
1 - сопло Лаваля,
2 - цилиндрическая камера сгорания
3 - наружная торообразная камера смешивания,
4 - форсунки для выброса топлива,
5 - воздухозаборник,
6 - центральная камера смешивания горючей смеси,
7 - запальное устройство
8 - форсунка для выброса топлива на стенки камеры сгорания,
9 - газогенерирующая полость,
10 - турбулизатор,
11 -заслонка для поступления воздуха
12 - твердое топливо,
13 - поверхность горения твердого топлива,
14 - разъем между цилиндрической камерой сгорания и соплом Лаваля.
Заявленное устройство работает следующим образом.
В цилиндрическую камеру сгорания 2 на режиме взлета и посадки помещают твердое ракетное топливо 12. Взлет и разгон летательного аппарата до скорости более 0,5 М осуществляют путем сжигания в цилиндрической камере сгорания 2 твердого топлива 12 в смеси с окислителем «до выгорания» с помощью запального устройства 7, т.е. осуществляют режим ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).
На режиме полета в атмосфере двигатель преобразуют в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Полет в атмосфере на скорости от 0,5 М до 3,5 М осуществляют путем сжигания кислорода воздуха, поступающего через воздухозаборник 5, с парообразным горючим, полученным из жидкого в газоогенерирующей полости 9, и интенсивно перемешанным с помощью турбулизатора 10, при открытой заслонке 11 между центральной камерой смешивания 6 и наружной камерой смешивания 3 при импульсным повышении давления при испарении топлива на стенках камеры сгорания 2. Форсунки 4 при этом осуществляют выброс топлива на стенки камеры сгорания 2 для охлаждения их при испарении топлива и импульсного повышения давления в камере сгорания 2.
Маневрирование, в т.ч. на малых скоростях, и полет в стратосфере (ближнем космосе) осуществляют путем перевода двигателя в режим жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), т.е. сжигания парообразного горючего, полученного из жидкого в газоогенерирующей полости 9, с бортовым окислителем, при этом заслонкой 11 перекрывают зазор между центральной камерой смешивания 6 и наружной камерой смешивания 3.