ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к технике воздушно - реактивных двигателей, в частности, к прямоточным воздушно - реактивным двигателям (ПВРД).
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели детально описаны в технической и учебной литературе [1-8]. Ввиду простоты и эффективности эти двигатели весьма перспективны. Показательны цитаты: «Прямоточный воздушно-реактивный двигатель - единственный двигатель, способный обеспечить полет с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере Земли» [1]. «ПВРД является наиболее простым из воздушно-реактивных двигателей,… подвижные механические части в ПВРД отсутствуют» [1].
Однако прямоточные воздушно - реактивные двигатели (ПВРД) не обеспечивают старт с нулевой скоростью без дополнительных узлов. В качестве таких дополнительных узлов используют газотурбинные, либо твердотопливные ракетные двигатели. Схемы комбинированных двигателей представлены на Рис.1 (прямоточно - турбинный двигатель) и Рис.2 (прямоточно - ракетный двигатель).
Обозначения:
1. Компрессор
2. Канал прямоточного контура
3. Камера сгорания ГТД
4. Турбина
5. Механизм перекрытия прямоточного контура
6. Топливные форсунки
7. Стабилизатор пламени
8. Камера сгорания ПВРД
9. Реактивное сопло
Прямоточно - турбинные двигатели представлены в патентах;
US 2896408 - Turbojet Convertible to a Ramjet - 1959
US 3091082 - Combination Turbojet and Ramjet Engine - 1963
US 3167911 - Thrust-Reversing Device for Combined Turbojet-Ramjet
Units - 1965
US 5165228 - Turboramjet Engine - 1992
US 5347807 - Combined Jet Engine with Ram Jet and Turbojet - 1994
Недостатком прямоточно - турбинного двигателя является большая сложность и масса дополнительного газотурбинного двигателя (ГТД). По - сути подобный комбинированный двигатель представляет собой не ПВРД с дополнительным узлом, а ГТД с дополнительным узлом.
Обозначения:
1. Воздухозаборник
2. Газогенератор
3. Сопло газогенератора
4. Камеры сгорания
5. Корпус прямоточного контура
6. Реактивное сопло
Прямоточно - ракетные двигатели представлены в патентах:
US 2799987 - Solid Fuel Ramjet Projectiles - 1957
US 2883829 - Rocket Engine Convertible to a Ramjet Engine - 1959
US 3173249 - Air-Breathing Solid Propellant Ducted Rocket - 1965
US 4263781 - Integral Rocket-Ramjet Open Loop Fuel Control System - 1981
Недостатком прямоточно - ракетного двигателя является невозможность повторного запуска, поэтому он имеет ограниченную область применения - на ракетных снарядах.
Таким образом, в настоящее время отсутствуют простые воздушно - реактивные двигатели, обеспечивающие многоразовый старт с нулевой скоростью.
Настоящее изобретение имеет целью ликвидацию этого пробела путем разработки простого дополнительного узла без подвижных механических частей для многократного старта с нулевой скоростью.
Указанный технический результат достигается тем, что в качестве дополнительного узла двигателя используется термоакустический пульсатор.
Наиболее близок к поставленной цели представленный в патенте US 5165228 (1992) прямоточный воздушно - реактивный двигатель с обеспечивающим многократный старт с нулевой скоростью дополнительным узлом в виде газотурбинного двигателя. Его недостатком является большая сложность и масса дополнительного двигателя.
Предлагаемый прямоточный воздушно - реактивный двигатель имеет следующих элементы, общие с прототипом:
1. Воздухозаборник
2. Топливные форсунки
3. Стабилизатор пламени
4. Камера сгорания
5. Реактивное сопло
Предлагаемый прямоточный воздушно - реактивный двигатель состоит ПВРД и термоакустического пульсатора. Схема предлагаемого двигателя представлена на Фиг.1. Термоакустический пульсатор не имеет подвижных механических частей и состоит из волновода - резонатора 6, холодного теплообменника 7, регенератора 8 и горячего теплообменника 9.
На основе термоакустического эффекта в имеющем градиент температуры регенераторе генерируются акустические волны, которые через волновод - резонатор поступают в камеру сгорания 5 ПВРД, создавая в ней пульсации давления. В фазе сжатия они создают давление в камере сгорания ПВРД, достаточное для эффективного сгорания топлива и обеспечения нормального термодинамического цикла работы ПВРД. Подача и сгорание топлива производятся в фазе высокого давления в камере сгорания.
Термоакустическая технология (см. список литературы 9-12), активно развивается в последние годы и привела к созданию термоакустических пульсаторов (волновых двигателей), которые создают в резонаторах мощные акустические волны, которые можно использовать для управления пульсационным горением и для привода линейных электрогенераторов, термоакустических холодильников и других устройств.
Важным преимуществом термоакустических волновых двигателей является отсутствие движущихся механических частей, поэтому предлагаемый термоакустический пульсатор гораздо проще по конструкции и обладает существенно более высокой надежностью, чем используемые в настоящее время дополнительные двигатели для ПВРД.
Предлагаемый прямоточный воздушно - реактивный двигатель имеет габариты обычного ПВРД. Это достигается использованием коаксиального термоакустического пульсатора и интегрированной в ПВРД термической системы для привода пульсатора. Нагрев горячего теплообменника термоакустического пульсатора производится путем отбора части выхлопных газов ПВРД, а охлаждение холодного теплообменника термоакустического пульсатора производится путем пропускания через него атмосферного воздуха.
Холодный теплообменник термоакустического пульсатора 7 имеет воздухозаборник 12 и каналы 14 для выхода в эжектор атмосферного воздуха, охлаждающего холодный теплообменник. Горячий теплообменник термоакустического пульсатора 9 имеет каналы 13 для входа в горячий теплообменник выхлопных газов ПВРД и каналы 15 для их выхода. Каналы 15 являются соплами эжектора, который, благодаря созданию разряжения в полости 14, обеспечивает циркуляцию атмосферного воздуха, охлаждающего холодный теплообменник даже при неподвижном аппарате, тем самым обеспечивая старт с нулевой скоростью.
По мере роста скорости движения аппарата возникает давление торможения потока в воздухозаборнике 12 и усиливается циркуляция атмосферного воздуха, охлаждающего холодный теплообменник. Охлаждение теплообменника 7 и нагрев теплообменника 9 обеспечивают рабочий градиент температур в регенераторе 8. Эжектор работает как регулятор, стабилизирующий рабочий градиент температур в регенераторе при изменении скорости аппарата в фазах старта и разгона.
При достижении скорости, достаточной для автономной работы ПВРД, термоакустический пульсатор выключается посредством закрытия отверстий 2, соединяющих камеру сгорания и волновод - резонатор. Для этого служит привод 11 механизма закрытия отверстий.
Предлагаемый прямоточный воздушно - реактивный двигатель обеспечивает старт с нулевой скоростью и обладает габаритами обычного ПВРД и высокой эффективностью.
Список литературы
1. О.А.Артемов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М., 2006.
2. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей/ Под ред. С.М.Шляхтенко. Учебник для Вузов. 2-е изд. М.: Машиностроение, 1987.
3. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н.Александров/ В.М.Быцкевич, В.К.Верхоломов и др. - М.: ИКЦ «Академкнига», 2006.
4. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. /Под ред. С.В.Орлова. М.: Машиностроение, 1961.
5. М.М.Бондарюк, С.М.Ильяшенко. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М.: Оборонгиз, 1958.
6. B.C.Зуев, B.C.Макарон. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1971.
7. А.Л.Клячкин. Теория воздушно-реактивных двигателей М., Машиностроение, 1969..
8. Р.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1977.
9. Wollan, J.J., Swift, G.W., Backhaus, S.N., and Gardner, D.L, "Development of a Thermoacoustic Natural Gas Liquefier," Proceedings of AlChE Meeting, New Orleans LA, March 11-14 (2002).
10. Swift, G.W., and Wollan, J.J. "Thermoacoustics for liquefaction of natural gas," GasTIPS, vol. 8(4), (Fall 2002), pp.21-26.
11. Backhaus, S.N., and Swift, G.W., "A Thermoacoustic-Stirling Heat Engine." Nature, vol. 399, (1999), pp.335-338;
12. Backhaus, S.N., and Swift, G.W., "A thermoacoustic-Stirling heat engine: Detailed study," Journal of the Acoustical Society of America, vol. 107 (2000), pp.3148-3166.
Обозначения:
1. Воздухозаборник ПВРД
2. Отверстия, соединяющие камеру сгорания и волновод - резонатор
3. Топливные форсунки
4. Стабилизатор пламени
5. Камера сгорания
6. Коаксиальный волновод - резонатор термоакустического пульсатора
7. Холодный теплообменник термоакустического пульсатора
8. Регенератор термоакустического пульсатора
9. Горячий теплообменник термоакустического пульсатора
10. Реактивное сопло ПВРД
11. Привод механизма закрытия отверстий
12. Воздухозаборник для охлаждения холодного теплообменника термоакустического пульсатора
13. Отверстия для входа выхлопных газов, нагревающих горячий теплообменник
14. Выход в эжектор атмосферного воздуха, охлаждающего холодный теплообменник
15. Сопло эжектора (выход выхлопных газов, нагревающих горячий теплообменник)
16. Коаксиальное сопло для выброса газов, проходящих через теплообменники