МАЛОРАЗМЕРНЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МНОГОРАЗОВОГО УПРАВЛЯЕМОГО ЗАПУСКА НА ЖИДКОМ И ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ

Предлагаемая полезная модель относится к области машиностроения, а именно к малоразмерным двигателям, и может быть использована в качестве двигательной установки малоразмерного беспилотного летательного аппарата, совершающего полеты как в атмосфере так и вне ее.
Известен свободнопоршневой газовый двигатель-компрессор [Заявка на патент 97111276/06 от 30.06.1997], содержащий цилиндропоршневые группы двигателя и компрессорных ступеней, механизм синхронизации движения поршневых групп, устройство топливоподачи в цилиндр двигателя, включающее установленный на корпусе двигателя плунжерный насос, содержащий дозирующую и аккумулирующую плунжерные пары с невозвратным клапаном между ними и приводной вал с закрепленной на нем кулачковой шайбой, кинематически связанной с плунжером дозирующей пары насоса.
Недостатком такого двигателя являются сложность конструкции, обусловленная сложностью деталей устройства топливоподачи, больший вес по сравнению с предлагаемой конструкцией, общая неуравновешенность системы и неполнота сгорания топливной смеси, малая экономичность.
Наиболее близким аналогом является воздушно-реактивный двигатель со свободнопоршневым мембранным компрессором, содержащий компрессор, свободнопоршневой привод, камеру сгорания, реактивное сопло [Патент на полезную модель 94634 от 28.11.2009].
Недостатком такого двигателя является необходимость наличия воздушной среды для работы двигателя, наличие системы смесеобразования требующей тонкой настройки, расположением впускных клапанов на подвижных мембранах, снижающее ресурс мембран.
Задачей данной полезной модели является создание эффективного многосредного малоразмерного пульсирующего ракетного двигателя для малоразмерных летательных аппаратов, уменьшение его веса, обеспечение автоматической подачи топливных компонентов, многоразового запуска, увеличение удельной мощности и повышение экономичности, а также повышение полноты сгорания компонентов топливной смеси.
Решение указанной задачи достигается тем, что в многосредном малоразмерном пульсирующем ракетном двигателе, содержащем нагнетатель, свободнопоршневой привод, камеру сгорания и две пульсирующие реактивные камеры сгорания, нагнетатель выполнен в виде двух подвижных мембран, установленных на верхней и нижней сторонах корпуса свободнопоршневого привода, соединенных с помощью тяг механизма синхронизации с поршневыми группами свободнопоршневого привода, входные устройства пульсирующих реактивных камер сгорания соединены с выпускными окнами нагнетателя, отличающийся тем, что поршневые группы свободнопоршневого привода содержат каналы, в торцах корпуса расположены заборные полости для подачи топливных компонентов, при этом каналы связаны с заборными полостями через обратные клапана.
Применение такой схемы подачи топлива позволяет отказаться от использования в качестве окислителя, кислорода земной атмосферы и применять двигатель в различных средах. В зависимости от режима работы двигателя автоматически изменяется режим подачи топливных компонентов - система является саморегулируемой. Данное конструктивное решение позволяет осуществлять остановку и запуск двигателя необходимое количество раз. Так же нет необходимости в применении дополнительных сложных устройств подачи топлива (например, топливных насосов) и устройств смесеобразования (например, карбюраторов) что положительно сказывается на конструктивной простоте и весе двигательной установки.
Заявляемая полезная модель иллюстрируется следующими чертежами. На фиг.1 изображен общий вид многосредного малоразмерного пульсирующего ракетного двигателя многоразового управляемого запуска, на фиг.2 показан вид сверху многосредного малоразмерного пульсирующего ракетного двигателя многоразового управляемого запуска.
Малоразмерный пульсирующий ракетный двигатель (фиг.1) содержит корпус свободнопоршневого привода 1, две тонкостенные мембраны 2, каждая мембрана снабжена механизмом синхронизации 3, соединенным с поршневыми группами 4. Двигатель содержит буферные цилиндры 5 с пусковым клапаном, буферные поршни 6, соединенные с рабочими поршнями 7 полым штоком 8, таким образом, образуя поршневые группы 4, содержащие каналы 9 с обратным клапаном для подачи топливных компонентов, завершающиеся заборными полостями 10, расположенными в торцах корпуса 1, заполненные жидкими или пастообразными топливными компонентами, расположенные по окружности рабочего цилиндра выпускные окна 11, подмембранное пространство 12, образованное подвижной мембраной 2 и ее основанием 13.
Двигатель так же содержит (см. фиг.2) два патрубка 14, по которым продукты сгорания с избыточным окислителем из камеры сгорания 15 свободнопоршневого привода нагнетателя подводятся к двум реактивным пульсирующим камерам сгорания 16 воздушно-реактивного двигателя.
Предлагаемый малоразмерный пульсирующий ракетный двигатель с многоразовым управляемым запуском работает следующим образом.
Сжатый воздух от внешнего источника, например из баллона, подается через пусковые клапана в буферные цилиндры 5 и перемещает поршневые группы 4 навстречу друг другу. При максимальном сближении рабочих поршней 7 происходит самовоспламенение топливной смеси в камере сгорания 15 свободнопоршневого привода компрессора (коэффициент избытка окислителя принимается α=(1÷3) за счет повышения температуры при сжатии (принцип дизеля), коэффициент избытка окислителя принимается α=1÷3. Затем поршневые группы 4 совершают рабочий ход, при котором происходит заполнение каналов 9 топливными компонентами из заборных полостей 10 и уменьшение объема под мембранами 2. При максимальном расхождении поршней 7, происходит запирание каналов 9, заполненных топливными компонентами, обратными клапанами, давление в буферных цилиндрах 5 становится больше, чем давление в камере 15 сгорания свободнопоршневого нагнетателя и происходит обратный ход поршней 7. При обратном ходе поршней 7 (навстречу друг другу) мембраны 2 помощью механизма синхронизации 3 помогают поршневым группам стронуться с места и вернуться в исходное положение, и одновременно новая порция топливных компонентов поступает из каналов 9 в камеру сгорания 15. При этом происходит процесс продувки, продукты сгорания с избыточным окислителем выходят из камеры сгорания 15 свободнопоршневого привода через выпускные окна 11 по патрубкам 14 в пульсирующую камеру сгорания 16 ракетного двигателя, где дожигаются и, истекая через реактивное сопло, создают реактивную тягу. Затем цикл повторяется вновь.
Достоинства схемы согласно полезной модели, показанной на фиг.1, фиг.2 следующие:
1) Мембрана в комплексе со свободнопоршневым приводом является уравновешенной системой, поршни свободнопоршневого привода не испытывают боковых нагрузок связанных с перекосом штока как в обычном двигателе внутреннего сгорания.
2) Подача топливных компонентов и регулировка их дозировки осуществляется в автоматическом режиме без применения дополнительных устройств.
3) Максимальное усилие в тяге механизма синхронизации имеет место при прямом ходе поршней, т.е. тяга работает на растяжение при сжатии воздуха. При обратном же ходе нагрузка на тягу намного меньше, следовательно, она может быть выполнена в виде тонкой спицы малого веса.
4) Пуск свободнопоршневого нагнетателя может осуществляться с помощью баллона сжатого воздуха, отпадает необходимость в стартере и дополнительных устройствах пуска. Возможен многоразовый управляемый пуск.
5) Применение самовоспламеняющихся двухкомпонентных жидких или пастообразных топлив, позволяет использовать двигательную установку в различных средах, а не только в воздушной атмосфере.
6) За счет дожигания продуктов сгорания с избыточным окислителем, образующихся в результате работы свободнопоршневого нагнетателя, в пульсирующей реактивной камере, увеличивается эффективность и экономичность двигательной установки, улучшается экологичность выхлопа.
Источники информации:
1. Заявка на патент 97111276/06 от 30.06.1997
2. Патент на полезную модель 2009139454/22 от 26.10.2009