КАМЕРА СГОРАНИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
JET ENGINE COMBUSTION CHAMBER

Изобретение относится к камерам сгорания с постоянным объемом сгорания топлива и может быть использовано в двигателестроении, в частности в воздушно-реактивных двигателях (ВРД), преимущественно пульсирующих.
Известна камера сгорания с постоянным объемом сгорания топлива, содержащая сферический корпус с окнами для входа и выхода рабочего тела, топливную форсунку и воспламенитель, установленные на корпусе. Камера содержит жаровую трубу, выполненную в виде сферического золотника, имеющего срез, образующий окно для сообщения с окнами корпуса. Золотник установлен в корпусе с возможностью вращения (описание изобретения к патенту РФ №2196906, МПК7 F02C 5/02, заявл. 2000.07.05, опубл. 2003.01.20).
Недостатком такой камеры сгорания является некоторое ограничение по частоте рабочих пульсаций.
Недостатком такой камеры является также то, что увеличение ее рабочего объема возможно только путем увеличения диаметральных размеров корпуса и золотника. В некоторых случаях такое увеличение диаметральных размеров камеры сгорания не возможно из-за ограничения габаритов месторасположения камеры.
Использование такой камеры в ВРД ограничено, так как приводит к увеличению лобового сопротивления двигателя и снижению лобовой тяги. Расположение на поверхности сферического корпуса топливной форсунки и воспламенителя также приводит к увеличению диаметральных габаритов камеры и, как следствие, увеличению лобового сопротивления двигателя.
Также известна камера сгорания, содержащая сферический корпус с окнами для входа и выхода рабочего тела и пламеперебрасывающим каналом, топливную форсунку и воспламенитель, установленные на корпусе. В корпусе с возможностью вращения установлена жаровая труба, выполненная в виде сферического золотника. Внутренняя полость золотника разделена перегородками на полости постоянного объема, имеющие возможность сообщения с окнами корпуса (описание изобретения к авторскому свидетельству РФ №1192458, МПК5 F02B 53/00, заявл. 18.04.83, опубл. 15.09.92).
Такая камера частично компенсирует один из недостатков вышеуказанной камеры, однако увеличение ее рабочего объема также возможно только путем увеличения диаметральных размеров корпуса и золотника, что затрудняет ее использование в ВРД из-за увеличения лобового сопротивления двигателя и, следовательно, снижения лобовой тяги.
Кроме того, расположение на поверхности сферического корпуса топливной форсунки и воспламенителя также приводит к увеличению диаметральных габаритов камеры и, как следствие, увеличению лобового сопротивления двигателя.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение возможности увеличения рабочего объема камеры сгорания без увеличения ее диаметральных габаритов и, следовательно, без увеличения лобового сопротивления ВРД, а также возможность варьирования величины тяги двигателя путем изменения ее длины при неизменном поперечном сечении камеры сгорания.
Дополнительным техническим результатом является уменьшение диаметральных размеров камеры сгорания за счет расположения форсунки и воспламенителя в лобовой проекции.
Заявленный технический результат достигается тем, что камера сгорания содержит корпус с окнами для входа и выхода рабочего тела и пламеперебрасывающим каналом, топливную форсунку и воспламенитель, установленные на корпусе. Жаровая труба выполнена в виде золотника, установленного в корпусе с возможностью вращения. Внутренняя полость золотника разделена перегородками на полости постоянного объема, имеющие возможность сообщения с окнами корпуса.
Новым в изобретении является то, что корпус и золотник выполнены в виде цилиндров. Золотник установлен на продольной оси. Перегородки в полости золотника выполнены в виде продольных лопастей, соединенных со стенкой цилиндра и осью и образующих вместе с ними каналы. Корпус снабжен торцовыми стенками, при этом окно для входа рабочего тела, пламеперебрасывающий канал, топливная форсунка и воспламенитель расположены на одной из торцовых стенок. Камера снабжена вторым пламеперебрасывающим каналом, расположенным на другой торцовой стенке, при этом длина пламеперебрасывающих каналов больше толщины лопастей. Выходные участки лопастей отогнуты в сторону, противоположную вращению золотника, и полости (каналы) между ними выполнены конфузорными в осевой плоскости.
Входные участки лопастей могут быть отогнуты в сторону вращения золотника, а полости между ними могут быть выполнены диффузорными в осевой плоскости.
Воспламенитель камеры сгорания может быть выполнен в виде малоразмерного ракетного двигателя твердого топлива, ось которого образует с плоскостью вращения золотника острый угол.
На прилагаемых чертежах изображена заявляемая камера сгорания:
фиг.1 - общий вид;
фиг.2 - разрез Б-Б фиг.1;
фиг.3 - вид по стрелке А фиг.1 (взаимное положение входного и выходного окон и пламеперебрасывающих каналов);
фиг.4 - разрез Г-Г фиг.1;
фиг.5 - вид по стрелке А фиг.1 (взаимное расположение входного окна, топливной форсунки и воспламенителя);
фиг.6 - разрез В-В фиг.5.
Камера сгорания реактивного двигателя содержит корпус 1 (фиг.1), выполненный в виде цилиндра с торцовыми стенками 2 и 3. На торцовой стенке 2 расположены окно 4 для входа рабочего тела, пламеперебрасывающий канал 5, топливная форсунка 6 (фиг.5) и воспламенитель 7. На торцовой стенке 3 (фиг.1) расположены второй пламеперебрасывающий канал 8 и окно 9 (фиг.1, 2) для выхода рабочего тела.
В корпусе 1 расположена жаровая труба, выполненная в виде цилиндрического золотника 10, установленного на продольной оси 11 с возможностью вращения. Внутренняя полость золотника 10 разделена перегородками, выполненными в виде продольных лопастей 12 (фиг.2, 4) на полости 13 (фиг.1, 4, 6) постоянного объема, имеющие возможность сообщения с окнами 4 и 9 (фиг.1) корпуса 1. Выходные участки лопастей 12 (фиг.2) отогнуты в сторону, противоположную вращению золотника 10, и полости 13 между ними выполнены конфузорными в осевой плоскости. Входные участки лопастей 12 (фиг.6) отогнуты в сторону вращения золотника 10, и полости 13 между ними выполнены диффузорными в осевой плоскости.
a
Длина l пламеперебрасывающих каналов 5 и 8 больше толщины  лопастей 12.
Воспламенитель 7 может быть выполнен в виде пиросвечи или малоразмерного ракетного двигателя твердого топлива, ось которого образует с плоскостью вращения золотника 10 острый угол α.
Камера сгорания работает следующим образом. При совмещении окна 4 с входом в одну из полостей 13 в нее поступает атмосферный воздух, который перемешивается с топливом, впрыскиваемым форсункой 6 с образованием топливовоздушной смеси. При вращении золотника 10 вход в полость 13 перекрывается торцовой стенкой 2, а выход - торцовой стенкой 3. В полости 13 образуется замкнутый объем, топливовоздушная смесь на запуске воспламеняется от воспламенителя 7 и сгорает при постоянном объеме. В случае выполнения воспламенителя 7 в виде малоразмерного ракетного двигателя твердого топлива, установленного под острым углом α к плоскости вращения золотника, он выполняет функцию стартера, т.е. служит для раскрутки золотника на запуске.
Далее при вращении золотника 10 выход из полости 13 сообщается с выходным окном 9 и происходит истечение продуктов сгорания.
В дальнейшем на основных режимах работы воспламенение топливовоздушной смеси в полостях 13 происходит от продуктов сгорания, заполняющих пламеперебрасывающие каналы 5 и 8. Заполнение пламеперебрасывающих каналов 5 и 8 происходит при прохождении одной из полостей 13 с продуктами сгорания, а при прохождении последующих полостей 13 происходит воспламенение в них смеси от продуктов сгорания с повышенным давлением. При этом происходит интенсивное перемешивание топливовоздушной смеси и ее быстрое сгорание. Наличие двух пламеперебрасывающих каналов 5 и 8 с обеих сторон камеры сгорания повышает надежность воспламенения топливовоздушной смеси.
Вращение золотника 10 обеспечивается за счет профилированных выходных участков лопастей 12, при этом в полостях 13 между ними реализуется «турбинный» эффект, т.к. лопасти 12 работают по принципу рабочих турбинных лопаток газотурбинного двигателя.
Входные участки лопастей 12 обеспечивают возникновение в полостях 13 «компрессорного» эффекта, т.е. некоторое повышение давления, и улучшение продувки камеры, т.к. лопасти 12 работают по принципу рабочих компрессорных лопаток газотурбинного двигателя.
Продувка полостей 13 осуществляется, когда при вращении золотника 10 полость 13 одновременно сообщается с входным 4 и выходным 9 окнами. Процессы заполнения, сгорания и истечения происходят последовательно в каждой из полостей 13.
Такое конструктивное исполнение камеры сгорания позволяет использовать ее в составе силовой установки для сверхзвуковых беспилотных летательных аппаратов, для которых необходим высокий уровень лобовой тяги. Изменение длины камеры сгорания позволяет варьировать величину тяги двигателя при неизменном поперечном сечении камеры сгорания. Кроме того, расположение форсунки и воспламенителя в лобовой проекции двигателя также уменьшает диаметральные размеры камеры сгорания и снижает лобовое сопротивление.