ГИПЕРЗВУКОВОЙ РАКЕТНО-ВОЗДУШНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к двигателестроению, в частности к двигателям ракетным, аэрокосмическим.
Гиперзвуковой, ракетно-воздушный реактивный двигатель состоит из двух отделений:
- первое - с конусно-круговой (конусной) камерой детонационно-пульсирующего сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, с внутренним прямоточным, двухкомпонентным ракетным реактивным руслом, с рабочими реактивными потоками «один в другом».
- второе - сверхзвуковое внешнее прямоточное отделение детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси.
Сущность полезной модели заключается в дальнейшем совершенствовании технологии использования разреженного пространства, образующегося после отражения ударной волны от рабочей поверхности камеры сгорания (известный эффект Гартмана-Шпренгера) с тем, чтобы увеличить рабочий объем разрежения для последующего его заполнения паровоздушной или другой газовой топливной смесью во взрывоопасной концентрации.
Также сущность полезной модели, состоящей из двух отделений, заключается в конструктивном совмещении в первом отделении детонационно-пульсирующего реактивного потока от конусно-круговой камеры сгорания с внутренним прямоточным двухкомпонентным ракетным реактивным рабочим потоком «один в другом», и в совмещении с ними реактивного рабочего потока от второго сверхзвукового внешнего прямоточного отделения, истекающих через одно сопло.
Описание полезной модели.
Известны способы получения тяги в детонационно-пульсирующих тяговых модулях по патентам Р.Ф. №94031235, №2066426, №2078974, №2282044, №2034996, расчетно-экспериментальное исследование МАИ к.т.н Ларионова С.Ю., которые отличаются непременным наличием газодинамических резонансных трубок разного количества, не известной частотой пульсаций в части процесса детонации.
Наиболее близким из них к предлагаемому в части использования детонационно-пульсирующего горения является тяговый детонационно-пульсирующий модуль по патенту Р.Ф. №2249121, состоящий из резонатора с кольцевым соплом подачи топливной смеси, газогенератора сжигания воздушно топливной смеси, отсеком подачи топлива в продукты сгорания для организации процесса пиролиза, с последующим смешением продуктов пиролиза с воздушным потоком и подачи этой окончательной смеси в резонатор через кольцевое сопло - прототип.
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по патенту Р.Ф. №2179255, являющийся наиболее близким к предлагаемому в части использования его в качестве первой разгонной ступени при наземном старте до скорости порядка до 10 М.. - прототип.
Известен ряд изобретений гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей ФГУП «ЦИАМ» им. П.И. Баранова по патентам Р.Ф. №2238420, №2287076, №2481484.
Наиболее близким из них к предлагаемому в части использования в качестве гиперзвукового отделения для разгона летательного аппарата до скоростей свыше 10 М является №2287076 - прототип.
Основными недостатками прототипов являются:
- заведомо запланированная необходимость потери (выброса в атмосферу) как минимум 50% топливовоздушной смеси тяговых модулей,
- не известно влияние разреженной атмосферы на качество работы известного модуля в связи со срывом волны разряжения сразу по срезу резонатора,
- сложность устройства двигателя по патенту №2179255 - детандер, множество всякого рода теплообменников, два компрессора, насос, газовая и паровая турбины, и т.д.
- невозможность использования гиперзвуковых двигателей «ЦИАМ» для старта с наземных условий, невозможность их использования без предварительного подъема летательного аппарата на высоту 15000 м., не возможность их использования без разгонной отделяющейся ступени двигателя.
Технической задачей на решение (достижение) которой направлена предлагаемая полезная модель заключается в устранении выше отмеченных недостатков, а так же:-
- в увеличении рабочего объема разрежения для последующего его заполнения паровоздушной или другой взрывоопасной газовой топливной смесью,
- в создании условий одновременной работы нескольких параллельных реактивных потоков «один в другом», либо с условно параллельными, но обязательно истекающими через одно реактивное сопло.
- в обеспечении возможности наземного старта летательного аппарата благодаря работе детонационно-пульсирующего реактивного рабочего потока, первого отделения) с высокой тяговой мощностью в  первые секунды старта за счет использования возможности подачи в рабочий объем конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной топливной смеси паров топлива с парами кислорода,
- в обеспечении возможности дальнейшего разгона летательного аппарата до скорости, при которой возможно включение прямоточного реактивного рабочего потока второго отделения за счет работы детонационно-пульсирующего реактивного рабочего потока первого отделения, с использованием забортного окислителя поступающего под давлением после первых секунд старта,
- в обеспечении возможности снижения сопротивления набегающего потока воздушной среды летательному аппарату за счет эжекции прямого потока детонационно-пульсирующим, с одновременным растяжением косых волн ударно-волнового запирания прямого потока и фокусированием рабочего потока в критическое сечение сопла за счет введения системы плоскостей отражающих его.
- в обеспечении возможности стабилизирующего воздействия детонационного горения взрывоопасной паровоздушной топливной смеси во внешнем сверхзвуковом прямоточном реактивном рабочем потоке за счет рабочего реактивного потока истекающего из конусно-круговой камеры сгорания.
- в представлении возможности, при устройстве предлагаемого сверхзвукового прямоточного отделения отказаться от устройства воспламенителей с подачей кислорода, от возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением, оптических систем, устройстве внутренних пилонов.
- в представлении возможности использовать турбонасосный агрегат первого отделения для работы второго.
Достижение намеченных технических результатов становится возможным за счет того, что гиперзвуковой ракетно-воздушный реактивный двигатель, состоящий из двух отделений, создает в первом из них, ракетно-воздушном, два параллельно, «один в другом» работающих реактивных потока - один от сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси в конусно-круговой камере сгорания, другой от сгорания топливной смеси в двух компонентом ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом, с размещением его камеры сгорания внутри конусно-круговой, истекающих через одно сопло, во втором, внешнем сверхзвуковом прямоточном, параллельно расположенном к первому, создает реактивный поток, выходящий так же через то же сопло истечения, при этом необходимо иметь в виду их взаимно поддерживающее эжекционное воздействие друг на друга и стабилизирующее влияние на горение.
Первое ракетно-воздушное реактивное отделение имеет продольный обтекаемый корпус, во второй половине которого размещена конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего горения взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, завершающаяся двумя соплами Лаваля, в носовой части которого расположен проем воздухозабора с подвижным центральным телом, конусно-круговая камера имеет рабочий объем ограниченный ее форсуночной рабочей головкой и в центральной продольной части внутренней прямоточной камерой сгорания двухкомпонентного ракетного двигателя, за форсуночной рабочей головкой, расположены два закрытых объема второго каскада форсунок подачи паров топлива (поперечный и продольный), между которыми находится кольцевое сопло конусно-круговой камеры сгорания подачи в ее рабочий объем компонентов топливной смеси, перед кольцевым соплом расположена камера смешения воздуха с парами топлива во взрывобезопасной концентрации, перед кольцевым соплом, в средней части камеры смешения, поперек корпуса по внутренней его поверхности расположена подвижная объемно-кольцевая форсуночная головка подачи окислителя в конусно-круговую камеру сгорания, в полости центрального тела находится турбонасосный агрегат двух компонентного ракетного двигателя.
Второе сверхзвуковое внешнее прямоточное отделение детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, за основу которого взято конструктивное исполнение по патенту ФГУП «ЦИАМ» им. П.И. Баранова №2287076, состоит из воздухозаборника прямоугольного сечения (начальный участок корпуса отделения), основного по протяженности участка корпуса отделения, отведенного под приготовление паровоздушной топливной смеси (во взрывобезопасной концентрации в средней части отделения и во взрывоопасной на выходе из отделения) где размещены два каскада форсунок подачи паров топлива, первый из которых в районе воздухозабора - неподвижный, второй в средней части - подвижный, камера сгорания второго отделения вынесена из него в зону объемной стыковки двух сопел Ловаля, системы из трех плоскостей отражения рабочего воздушного потока для снятия излишних напряжений косых ударно-волновых отражений с целью фокусировки рабочего потока в критическое сечение сопла прямоточного отделения, система подачи паров топлива второго отделения работает от турбонасосного агрегата ракетного двухкомпонентного двигателя первого отделения.
Гиперзвуковой ракетно-воздушный двигатель завершается двумя, герметично сваренными, соплами Лаваля, объемное место стыковки которых является камерой детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси внешнего сверхзвукового прямоточного отделения, местом начального расширения двух реактивных потоков (от конусно-круговой камеры сгорания и от внутреннего ракетного двигателя), местом образования разреженного объема, в вершине стыковки сопел, ускоряющего реактивные потоки.
Сущность полезной модели поясняется чертежами с указанием основных частей, из которых состоит гиперзвуковой, ракетно-воздушный реактивный двигатель (ГР-ВРД) с детонационно-пульсирующей камерой сгорания.
Фиг.1 - продольный разрез летательного аппарата в зоне расположения гиперзвукового ракетно-воздушного реактивного двигателя с детонационно-пульсирующей камерой сгорания.
1 - корпус ракетно-воздушного реактивного отделения, 2 - внешнее сверхзвуковое, прямоточное отделение детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 3 - первый каскад форсунок внешнего прямоточного сверхзвукового реактивного отделения подачи паров топлива для получения взрывобезопасной топливной смеси, 4 - второй каскад подвижных форсунок внешнего прямоточного сверхзвукового реактивного отделения подачи паров топлива для получения взрывоопасной топливной смеси,, 5, 6, 7 - система плоскостей отражающих рабочий воздушный поток для снятия излишних напряжений косых ударно-волновых отражений с целью фокусировки рабочего потока в критическое сечение сопла прямоточного отделения, 8 - объемное место стыковки дух сопел Лаваля являющееся камерой детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси внешнего прямоточного реактивного потока, 30 - воздухозабор наружного воздуха второго отделения.
Фиг.2 - продольный разрез ракетно-воздушного реактивного отделения гиперзвукового ракетно-воздушного реактивного двигателя (ГР-ВРД) с конусно-круговой (конусной) камерой детонационно-пульсирующего сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси.
1 - корпус ракетно-воздушного реактивного отделения, 8 - объемное место стыковки двух сопел Лаваля, являющееся камерой детонационного сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси внешнего прямоточного реактивного потока, 9 - подвижное центральное тело ракетно-воздушного отделения, 10 - турбонасосный агрегат ракетного двухкомпонентного двигателя, обеспечивающий работу трех камер сгорания (внутренней ракетной, конусно-круговой и прямоточного отделения), 11 - внутренняя ракетная камера сгорания двух компонентной топливной смеси, 12 - головка смешения (или форсуночная) и подачи компонентов топливной смеси во внутреннюю ракетную, двухкомпонентную камеру сгорания, 13 - рабочий объем конусно-круговой (конусной) камеры детонационно-пульсирующего сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 14 - неподвижная форсуночная рабочая головка подачи паров топлива и окислителя (кислорода) в конусно круговую камеру сгорания, 15 - два закрытых объема (продольный и поперечный) второго каскада форсунок подачи паров топлива в кольцевое сопло, а затем в конусно круговую камеру сгорания, 16 - камера смешения паров топлива с воздухом во взрывобезопасной концентрации, 17 - первый каскад форсунок подачи паров топлива в камеру смешения, 18 - подвижная объемно кольцевая форсуночная головка конусно-круговой камеры сгорания для подачи в ее рабочий объем окислителя топлива (кислорода), 19 - кольцевое сопло конусно-круговой камеры сгорания подачи в ее рабочий объем компонентов взрывоопасной топливной смеси, 20 - герметичный стык двух сопел Лаваля, 21 - разреженная зона ускорения реактивного потока, 22 - ударная детонационная волна с фронтом горения топливной смеси,
24 - воздухозабор наружного воздуха первого отделения.
Фиг.3, 4, 5, 6 - технологическая последовательность работы конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего горения взрывоопасной паровоздушной топливной смеси.
Фиг.3 - момент завершения заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной топливной смесью, момент начала ее детонационного горения в месте встречи с реактивным потоком внутреннего ракетного двигателя и момент образования ударно-детонационной волны,
Фиг.4 - момент прохождения ударной детонационной волной кольцевого сопла подачи топливной смеси и возникновения факела диффузионного горения оторванного от сопла подаваемых компонентов топливной смеси за счет большей скорости подачи компонентов топливной смеси по сравнению со скоростью диффузионного горения,
Фиг.5 - момент отражения ударной детонационной волны от резонирующей рабочей поверхности камеры сгорания и превращения ее в отраженную ударную волну,
Фиг.6 - момент прохождения отраженной ударной волной кольцевого сопла, момент гашения ею оторванного факела диффузионного горения компонентов топливной смеси и начала нового заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной топливной смесью для нового детонационного импульса.
11 - внутренняя ракетная камера сгорания двух компонентной топливной смеси,
13 - рабочий объем конусно-круговой камеры сгорания взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, 19 - кольцевое сопло конусно-круговой камеры сгорания подачи в ее рабочий объем компонентов взрывоопасной топливной смеси,
22 - ударная детонационная волна с фронтом горения,
23 - реактивный рабочий поток двухкомпонентного ракетного двигателя, 25 - корпус конусно-круговой камеры сгорания, 26 - факел диффузионного сгорания компонентов подачи паровоздушной топливной смеси, 27 - отраженная ударная волна, 28 - разреженный объем после отраженной ударной волны, 29 - начало заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания для нового детонационного импульса.
Принцип работы гиперзвукового ракетно-воздушного реактивного двигателя.
Стартовый период работы двигателя начинается с подачи турбонасосным агрегатом 10, двухкомпонентного ракетного двигателя ракетно-воздушного отделения 1, компонентов топливной смеси во внутреннюю ракетную камеру сгорания 11, реактивный рабочий поток от которой осуществляет эжектируемый подсос через конусно-круговую камеру детонационно-пульсирующего горения 13, компонентов топливной смеси (воздуха, кислорода и паров топлива) составом в зависимости от режима работы, через воздухозабор 24 в камеру смешения 16 и кольцевое сопло 19. Попутно, при движении, поток подсасываемого воздуха обогащается парами топлива до взрывобезопасного состояния в камере смешения 16 от первого каскада форсунок подачи паров топлива 17, затем воздух, проходя через кольцевое сопло 19, обогащается парами топлива от второго каскада форсунок подачи паров топлива 15 до состояния взрывоопасной концентрации после окончательного его смешения уже в рабочем объеме конусно-круговой камеры сгорания 13. Взрывоопасная топливная смесь, заполняя рабочий объем конусно-круговой камеры сгорания 13, имеет достаточное время для хорошего кинетического смешения и взаимной активации компонентов при заполнении ею всего рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания 13 вплоть до соприкосновения ее с высокотемпературным реактивным потоком 23 от внутренней ракетной камеры сгорания 11, после которого возникает ударно детонационная волна с фронтом горения 22 в самом узком критическом сечении конусно-круговой камеры сгорания.
При достижении детонационной ударной волной 22 рабочей поверхности неподвижной форсуночной головки 14 конусно-круговой камеры сгорания 13 она отражается от нее и становится отраженной ударной волной 27, которая гасит возникший было в кольцевом сопле оторванный от него факел диффузионного горения 26, создавая за собой разреженный объем 28, который обеспечивает начальный подсос порции паровоздушной топливной смеси до ее полного заполнения рабочего объема конусно-круговой камеры сгорания 13. Затем цикл повторяется.
В результате работы двух реактивных рабочих потоков (от конусно-круговой камеры сгорания 13 и от внутренней ракетной камеры сгорания 11, истекающих через спаренные сопла Лаваля 20, возникает тяговое усилие, мощность которого на данном этапе регулируется объемом подаваемого воздуха и степенью концентрации паров топлива в нем в пределах взрывоопасной концентрации при подаче в конусно-круговую камеру сгорания 13, а также степенью объема подаваемых компонентов топливной смеси во внутреннюю ракетную камеру сгорания 11.
В самый начальный стартовый период, в случае необходимости увеличения тягового усилия всего ракетно-воздушного реактивного отделения свыше доступной мощности, обеспечиваемой верхним пределом взрывоопасной концентрации паров топлива и воздуха в не сжатом состоянии, возможен вариант подачи (вместо процесса предварительного сжатия в стартовый период) иного состава компонентов топливной смеси, (паров топлива и окислителя кислорода также во взрывоопасной концентрации) через подвижную объемно кольцевую головку конусно-круговой камеры сгорания 18 (в сдвинутом ее положении плотного перекрытия сопла 19) в кольцевое сопло 19 и паров топлива и окислителя (кислорода) через форсуночную рабочую головку 14 конусно-круговой камеры сгорания 13.
Следующим этапом, через расчетные секунды после старта, при достижении скорости при которой возможно осуществление подачи воздуха в конусно-круговую камеру сгорания 13 уже под давлением набегающего потока, отключается подача окислителя (кислорода) в нее, а объем подаваемых паров топлива обеспечивается расчетно необходимый для создания паровоздушной взрывоопасной смеси, необходимой концентрации, для достижения скорости полета летательного аппарата достаточной для работы внешнего сверхзвукового прямоточного отделения 2. При этом подвижная объемно кольцевая головка 18 конусно-круговой камеры сгорания 13 предварительно сдвигается в сторону центрального тела 9, открывая тем самым кольцевое сопло 19.
Работа внешнего прямоточного сверхзвукового отделения 2 начинается после набора летательным аппаратом достаточной скорости для эффективного его использования (считается оптимальным в пределах 6-7М при его одиночном использовании), но учитывая, что в данном варианте сверхзвуковое отделение 2 работает одновременно в паре с ракетно-воздушным реактивным отделением 1, можно считать начало его эффективной работы с более ранних скоростей.
Встречный воздушный поток, проходящий через прямоточное русло сверхзвукового отделения 2, эжектируемый реактивным рабочим потоком от конусно-круговой камеры 13 ракетно-воздушного отделения 1, создает меньшее сопротивление летательному аппарату, а проходя через систему плоскостей 5, 6, 7 (плоскость 5 в нижней плоскости фюзеляжа перед воздухозабором 30 отделения 2, плоскость 6 и 7 внутри отделения 2, в нижней плоскости прямоточного русла), отражающих рабочий воздушный поток, снимает излишнее напряжение косых ударно-волновых отражений и направляет рабочий поток в критическое сечение сопла прямоточного отделения 2.
При прохождении встречного воздушного потока через прямоточное русло отделения 2 он смешивается с парами топлива во взрывобезопасной концентрации в районе каскада неподвижных форсунок 3 (в начале прямоточного отделения), а затем воздушный поток обогащается парами топлива до взрывоопасной концентрации при прохождении зоны каскада подвижных форсунок 4, но не сразу, а по мере продвижения потока смешения, имея время для хорошего кинетического смешения и взаимной активации компонентов.
Камера сгорания прямоточного отделения 2 вынесена за пределы отделения в зону объемного места стыковки сопел Лаваля 8, в зону плазменного реактивного потока от конусно-круговой камеры детонационного сгорания, а подвижность каскада форсунок 4 позволяет сохранять постоянным место детонационного сгорания прямоточного потока отделения 2 при различных скоростях полета аппарата.
Дальнейший, основной по протяженности в пределах атмосферы с наличием кислорода, полет летательного аппарата до достижения предельной высоты 100-110 км. (по мнению современных ученых) осуществляется на атмосферной взрывоопасной паровоздушной топливной смеси детонационного сгорания в конусно-круговой камере сгорания 13, на компонентах топливной смеси (окислителе кислороде и парах топлива) подаваемых в минимально необходимых количествах во внутреннюю ракетную камеру сгорания 11, исключительно только для обеспечения поддержания детонационного горения в конусно-круговой камере сгорания 13 и на взрывоопасной паровоздушной топливной смеси сверхзвукового прямоточного отделения 2.
При достижении летательным аппаратом предельной высоты полета в атмосферной среде с использованием кислорода воздуха, подвижная объемно кольцевая головка 18 конусно-круговой камеры сгорания 13 передвигается в сторону сопла 19, плотно прилегая к корпусам закрытых объемов второго каскада форсунок подачи паров топлива 15, тем самым перекрывая подачу воздуха в конусно-круговую камеру сгорания, а центральное тело 9 отделения 1 передвигаясь вперед перекрывает воздухозабор 24.
Ракетно-воздушное реактивное отделение 1 переходит на чисто ракетную тягу от обеих камер сгорания (конусно-круговой 13 и внутренней ракетной 11) с использованием только запасов компонентов топлива на борту.
С переходом работы отделения 1 чисто на ракетную тягу сверхзвуковое внешнее прямоточное отделение 2 выключается.
Заявленное решение характеризуется новой совокупностью признаков, обеспечивающих решение всех поставленных технических задач, на решение которых и было направлено данное предложение.