Маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель
MAIN PULSATING RAMJET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, имеющем головную часть, маршевый пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель и разгонный твердотопливный двигатель.
Известен газотурбинный двигатель периодического сгорания содержащий воздушный компрессор, три неподвижные пульсирующие камеры сгорания снабженные вращающимися золотниками последовательно перекрывающими впускные и выпускные окна камер сгорания. (Э.А. Манушин, В.Е. Михальцев, А.П. Чернобровкин. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. рис. 99, стр. 239 М. «Машиностроение», 1977.). Недостатки этого газотурбинного двигателя связаны с тем, что пульсирующие камеры сгорания выполнены неохлаждаемыми и снабжены вращающимися золотниками, что приводит к низкой надежности двигателя. Кроме того, он не имеет систему регулирования мощности пульсирующих камер сгорания.
Известен способ работы и устройство блока пульсирующих камер сгорания (Патент РФ №261036), содержащего три неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, первый и второй вращающиеся клапанные диски, топливную систему, систему управления, систему искрового зажигания, импульсные линии зажигания, устройства искрового зажигания со свечами зажигания), трубопроводы топлива, топливный кран: первый и второй вращающиеся клапанные диски снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед входными воздушными окнами камер сгорания, а второй клапанный диск установлен за выходными газовыми окнами камер сгорания, клапанные диски имеют общий вал и связаны через редуктор с электродвигателем постоянного тока; система управления связана с электродвигателем постоянного тока, система искрового зажигания связана импульсными линиями через устройство искрового зажигания со свечами зажигания в камерах сгорания, топливный кран соединен топливопроводами через топливную систему с топливными форсунками камер сгорания (Патент РФ №2610362). Положительным качеством блока камер сгорания является применение вращающихся клапанных дисков связанных с электродвигателем постоянного тока, что позволяет регулировать нагрузку камер сгорания.
Наиболее близким по технической сущности к изобретению является пульсирующий турбореактивный двигатель (Патент РФ №2674091). снабженный входным диффузором, компрессором, газовой турбиной, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащем четыре неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, два - первый и второй вращающиеся клапанные диски, топливную систему, систему управления, систему искрового зажигания, импульсные линии зажигания, устройства искрового зажигания со свечами зажигания, топливную систему, топливный клапан, топливопроводы, топливные форсунки: первый и второй вращающиеся клапанные диски связанные общим валом, снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед входными воздушными окнами камер сгорания, а второй клапанный диск размещен за выходными газовыми окнами камер сгорания, клапанные диски имеют общий вал; радиальные оси четырех воздушных отверстий первого клапанного диска расположены под углами 45°, 135°, 225° и 315° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания, а радиальные оси четырех газовых отверстий второго клапанного диска расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания; система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов, с топливной системой, с электродвигателем постоянного тока, со свечами зажигания в камерах сгорания, топливный кран соединен топливопроводами через топливную систему с топливными форсунками в камерах сгорания. Пульсирующий турбореактивный двигатель по этому патенту прият в качестве прототипа к изобретению. Недостатками прототипа является его конструктивная сложность и высокая стоимость, связанные с применением в нем компрессора, газовой турбины и системы электроснабжения с электродвигателем постоянного тока.
,
Целью изобретения является устранение недостатков прототипа, упрощение конструкции и создание маршевого ракетного прямоточного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. Поставленная цель достигается за счет того, что маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель снабженный входным диффузором, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащем четыре неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, первый и второй вращающиеся клапанные диски, связанные общим валом, датчиком числа оборотов клапанных дисков, топливной системой, системой управления с импульсными линиями; топливная система содержит топливный клапан, топливопроводы, топливные форсунки в камерах сгорания: первый и второй вращающиеся клапанные диски снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед, а второй за выходными камерами сгорания; радиальные оси четырех воздушных отверстий первого клапанного диска расположены под углами 45°, 135°, 225° и 315° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания, а радиальные оси четырех газовых отверстий второго клапанного диска расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно этой оси; система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов, со свечами зажигания в камерах сгорания, с топливный краном и с топливными форсунками в камерах сгорания, причем маршевый двигатель снабжен топливным баком, дополнительными поворотными сопловыми лопатками, вращающимися рабочими лопатками, механизмом поворота сопловых лопаток, неподвижным блоком подвода топлива к камерам сгорания; поворотные сопловые и вращающиеся рабочие лопатки размещены между входным диффузором и первым вращающимся клапанным диском, поворотные сопловые лопатки связаны с механизмом поворота сопловых лопаток, рабочие лопатки установлены на общем валу; передняя часть общего вала имеет внутреннюю топливную полость, блок подвода топлива к камерам сгорания выполнен неподвижный и размещен над верхней поверхностью полой части общего вала, рабочие лопатки укреплены на общем валу, топливный бак соединен топливопроводами с камерами сгорания через топливный клапан, отверстия во внутренней топливной полости общего вала, отверстия в блоке подвода топлива и трубопроводами подачи топлива к форсункам камер сгорания, система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов дисков, с топливным краном и с механизмом поворота сопловых лопаток.
Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить его соответствие критерию «новизна» и соответствие критерию «существенные отличия». Техническая сущность предложенных технических решений поясняется чертежами. На Фиг. 1 изображена схема маршевого прямоточного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. Здесь 1 - топливный бак, 2 - входной диффузор, 3 - поворотные сопловые лопатки, 4 - рабочие лопатки, 5 - первый клапанный диск, 6 - блок камер сгорания, 7 - второй клапанный диск, 8 - выходное газовое сопло, 9 - топливопровод, 10 - топливный кран, 11 - датчик числа оборотов, 12 - общий вал с входной внутренней топливной полостью, 13 - блок подвода топлива к камерам сгорания, 14 - свечи зажигания, 15 - подшипники 16 - механизм поворота сопловых лопаток, 17 - импульсные линии, 18 - устройство управления. На Фиг. 2 изображен блок пульсирующих камер сгорания. На Фиг. 3 и 4 изображены первый и второй вращающиеся клапанные диски. На Фиг. 5 изображен блок подвода топлива к камерам сгорания. Здесь: а) соответствует углу поворота общего вала 12, первого клапанного диска 5 и второго клапанного диска 7 на 45° относительно вертикальной оси блока камер сгорания, при котором топливо по трубопроводу 1 подается в первую камеру блока камер 6 сгорания и по трубопроводу 3 в третью камеру сгорания блока камер сгорания 6. Индекс в) соответствует углу поворота общего вала 12 и первого клапанного диска 5 на 90° при котором топливо по трубопроводу 2 подается во вторую камеру сгорания блока камер 6 и по трубопроводу 4 в четвертую камеру сгорания блока камер сгорания 6.
Маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом. После старта ракеты и увеличения ее скорости до требуемой, отключается и отделяется стартовый твердотопливный двигатель. Устройство управления 18 по данным датчика числа оборотов 11 передает по импульсным линиям 17 управляющие сигналы на топливный клапан 10, на механизм поворота сопловых лопаток 16 в положение, при котором высокоскоростной поток воздуха, входящий в двигатель из входного диффузора 2, приводит во вращение с требуемым числом оборотов рабочие лопатки 4, установленные на общем валу с входной внутренней топливной полостью 12, первый клапанный диск 5, второй клапанный диск 7. При этом воздух, в соответствии с углом поворота первого клапанного диска 5, поступает через его открытые входные воздушные окна в соответствующие камеры сгорания блока камер сгорания (Фиг. 2). После поворота первого клапанного диска 5 и второго клапанного диска 7 на угол, при котором входы и выходы камер сгорания закрываются телами клапанных дисков 5 и 7, топливо из топливного бака 1 поступает через топливопровод 9, открытый топливный клапан 10, полую часть общего вала с входной топливной полостью 12, открытые окна в общем вале с входной топливной полостью 12, открытые окна в блоке подвода топлива к камерам сгорания 13 и через топливопроводы 1 и 3 (Фиг. 5) к форсункам камер сгорания 1 и 3 (индекс а) на фиг 5). При повороте дисков 5 и 7 на 45° относительно вертикальной оси блока камер сгорания, открываются выходные газовые окна на втором клапанном диске 7 и продукты сгорания выходят из второй и четвертой камер сгорания и с большой скоростью через выходное газовое сопло 8 сбрасываются в атмосферу, создавая движущую тягу двигателю. При повороте дисков 5 и 7 на следующий угол 45° происходит подача топлива в камеры сгорания 2 и 4 (индекс в) на фиг 5).
Применение в маршевом прямоточном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе поворотных сопловых лопаток и вращающихся рабочих лопаток, укрепленных на общем валу, позволяет использовать кинетическую энергию высокоскоростного потока воздуха входящего в маршевый двигатель для обеспечения вращения клапанных дисков и отказаться от применения приводного электродвигателя. Применение блока подвода и распределения топлива между камерами сгорания позволяет отказаться от применения в двигателе топливных клапанов для каждой камеры сгорания. После запуска двигателя топливо подогревается до температуры выше 250°, поэтому предлагаемый метод подачи топлива в камеры сгорания позволяет использовать принцип самовозгорания топлива в камерах сгорания. Предлагаемая система управления двигателем позволяет регулировать частоту вращения клапанных дисков, тепловую мощность и тягу двигателя.