Реактивный двигатель

Реактивный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах.

Известен маршевый пульсирующий ракетный двигатель, состоящий из двух толстостенных плит, изготовленных из жаропрочной стали и скрепленных между собой болтовыми соединениями через жаропрочную прокладку. В плитах образованы камеры сгорания, каждая из которых снабжена форсунками для подачи топлива (горючего и окислителя) посредством электронных инжекторных агрегатов, установленных на одной из плит. Выходное сопло каждой камеры сгорания выполнено в другой плите.

Две противоположно расположенные камеры сгорания двигателя имеют тангенциальные сопла и используются для управления положением двигателя по крену. Управление по рысканию и тангажу осуществляется путем отключения соответствующих групп камер сгорания.

В процессе работы двигателя в камеру сгорания подают компоненты топлива, которые самовоспламеняются, практически мгновенно создавая давление до 1000 атмосфер, и при выходе через сопла продуктов сгорания топлива создается реактивная тяга. Порядок включения и отключения камер сгорания двигателя осуществляется в соответствии с заданной программой управления.

(См. патент РФ №2183283, кл. F02K 7/02, 2002 г.)

В результате анализа известной конструкции двигателя необходимо отметить, что пульсирующий режим работы двигателя не является оптимальным для совершения полета летательного аппарата, область применения данного двигателя ограничивается космическими аппаратами, а высокие давления и температуры, возникающие в камере сгорания в процессе функционирования двигателя, обуславливают использование плит значительной массы, что утяжеляет двигатель, а кроме того, сокращает срок его службы, так как камеры сгорания образованы в плитах, которые воспринимают все тепловые и детонационные нагрузки, возникающие при воспламенении и сгорании топлива. Ввиду особенностей, изложенных выше, данный двигатель может быть использован для ракетной техники и практически не может быть применен для авиационной.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий соединенные в единый модуль агрегаты, каждый из которых имеет корпус с диффузором на одном его торце и выходным соплом на другом, а также образованную в корпусе камеру сгорания, имеющую возможность соединения топливными магистралями с топливными баками. Камера сгорания имеет воздушную заслонку для подачи воздуха в камеру сгорания и удаления остаточных отработанных газов, а также жалюзи, снабженные механизмом их открывания (закрывания).

Известный двигатель содержит устройство воспламенения топливной смеси в камере сгорания, выполненное в виде детонатора, содержащего цилиндр с системой клапанов и установленных в цилиндре амортизатора, электроаккумулятора и поршня. Детонатор связан детонационными каналами с камерами сгорания агрегатов.

В процессе работы двигателя через открытый клапан от детонатора по детонационному каналу детонация передается одному из агрегатов двигателя, что приводит к воспламенению топливной смеси в камере сгорания данного агрегата. Энергия взрыва находит выход через открытые жалюзи, создавая реактивную тягу. Далее при закрытых жалюзи и открытой воздушной заслонке поступившее от форсунок топливо смешивается с воздухом, подаваемым в камеру сгорания при открытой заслонке, после чего воздушная заслонка закрывается и камера сгорания готова к новому рабочему циклу.

В процессе работы двигателя часть энергии детонации передается из камеры сгорания работающего агрегата по детонационному каналу через открытый клапан к камере сгорания другого агрегата, где происходит аналогичный описанному выше рабочий процесс. Далее работа двигателя осуществляется в автоматическом режиме аналогично описанному выше.

(См. патент РФ №2205287, кл. F02K 7/075, 2003 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа конструкции известного двигателя необходимо отметить, что он, как и заявленный, относится к классу прямоточных реактивных двигателей, как и заявленный, содержит корпус с диффузором, камерой сгорания и выходным соплом, содержит устройство поджига топливной смеси в камере сгорания. Однако для данного двигателя характерен импульсный режим работы, как и для приведенного выше аналога. Кроме того, для обеспечения работы двигателей данного класса необходимо либо осуществить предварительный разгон летательного аппарата, на котором установлен данный двигатель, примерно до скорости 600-650 м/с для обеспечения подачи в диффузионный зазор потока воздуха (компонента топливной смеси), что приводит к необходимости использования разгонных блоков, либо устанавливать на двигатель газовую турбину для нагнетания воздуха в диффузионный зазор. Использование разгонного блока или турбины усложняет конструкцию двигательной установки летательного аппарата, чрезмерно утяжеляет ее.

Задачей настоящего изобретения является разработка конструкции реактивного двигателя, исключающего необходимость использования при его эксплуатации разгонных блоков и турбин для нагнетания воздуха в диффузионный зазор и пригодного для установки на авиационные и космические летательные аппараты.

Поставленная задача обеспечивается тем, что в реактивном двигателе, содержащем полый корпус с диффузором на одном его торце и выходным соплом на другом, а также установленное в корпусе устройство для поджига топливной смеси, новым является то, что двигатель снабжен топливной камерой, смонтированной в корпусе таким образом, что внутренняя поверхность корпуса и наружная поверхность топливной камеры образуют диффузионный зазор, причем на торце топливной камеры, обращенном к диффузору, установлен обтекатель, а на другом его торце - выходное сопло, в полости топливной камеры, имеющей возможность соединения с топливным баком, размещен нагреватель, а на ее выходе - топливный клапан, при этом устройство поджига топливной смеси расположено за выходным соплом топливной камеры, причем что топливная камера может быть установлена в корпусе с возможностью осевого перемещения, а обтекатель может быть установлен с возможностью осевого перемещения на топливной камере, при этом на корпусе могут быть установлены патрубки для подачи компонента топливной смеси в диффузионный зазор, а двигатель может быть выполнен в виде нескольких скрепленных в блок корпусов, с топливной камерой в каждом из них.

При проведении патентных исследований из уровня техники не выявлены решения, идентичные заявленному, а следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "новизна".

Сущность заявленного изобретения не следует явным образом из решений, известных из уровня техники, а следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень".

Сведений, изложенных в материалах заявки, достаточно для практического осуществления изобретения.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых:

на фиг.1 - реактивный двигатель, осевой разрез, исходное положение;

на фиг.2 - реактивный двигатель в процессе работы, осевой разрез;

на фиг.3 - реактивный двигатель с патрубками для подачи окислителя в процессе его работы в атмосфере;

на фиг.4 - реактивный двигатель с патрубками для подачи окислителя в процессе работы в космосе;

на фиг.5 - реактивный двигатель блочного типа.

Реактивный двигатель содержит корпус 1, с выполненным на одном его торце диффузором "а" и с выходным соплом "б" на другом его торце. В корпусе установлены устройство 2 для поджига топливной смеси, сгорающей в камере сгорания (позицией не обозначена) корпуса 1, и топливная камера 3. На торце топливной камеры, обращенной к диффузору, установлен обтекатель 4, а на другом торце, обращенном к выходному соплу корпуса, - выходное сопло 5. Топливная камера 3 может быть установлена в корпусе с возможностью осевого перемещения. Топливная камера может быть установлена в корпусе 1 стационарно, а обтекатель 4 может быть установлен на топливной камере с возможностью осевого перемещения. Технически реализовать подвижную установку топливной камеры или обтекателя не представляет трудностей для специалистов. Наружная поверхность топливной камеры 3 и внутренняя поверхность корпуса 1 образуют диффузионную щель "в". В топливной камере 3 установлен нагреватель 6, а на выходе топливной камеры - топливный клапан 7. На корпусе 1 могут быть установлены патрубки 8 для подачи компонента топлива (окислителя) в диффузионный зазор. Конструктивное выполнение нагревателя и топливного клапана является известным, оно не составляет предмета патентной охраны и поэтому в материалах данной заявки не раскрыто. Форма поперечного сечения корпуса и топливной камеры может быть самой различной (преимущественно, круглой или многогранной).

Реактивные двигатели могут быть собраны в блок (фиг.5), для чего корпуса 1 известным образом скрепляют друг с другом.

К топливной камере 3 подведена магистраль (не показана) подачи топлива из топливного бака (не показан) летательного аппарата.

Патрубки 8 соединены с баком окислителя летательного аппарата.

Управление работой нагревателя 6, топливного клапана 7, устройства 2 для поджига топливной смеси, а также положением топливной камеры 3 или обтекателя 4 осуществляется системой управления летательного аппарата, на котором смонтирован двигатель (блок двигателей) в соответствии с полетным заданием.

Реактивный двигатель работает следующим образом.

Работа реактивного двигателя осуществляется, как правило, в автоматическом режиме.

Работу реактивного двигателя рассмотрим, когда он установлен на самолете, то есть в атмосфере.

Для обеспечения работы реактивного двигателя топливную камеру 3, несколько топливных камер, все топливные камеры (если на самолете установлен блок двигателей) заполняют топливом (например, авиационным керосином).

Количество работающих камер, порядок (последовательность) их включения задаются в соответствии с полетным заданием.

В исходном положении двигателя топливная камера 3 заполнена топливом, топливный клапан 7 закрыт, нагреватель 6 отключен. Диффузор "а" открыт. Двигатель готов к работе.

При поступлении команды от системы управления летательного аппарата на начало рабочего цикла включается нагреватель 6 топливной камеры, который нагревает находящееся в топливной камере 3 топливо. В процессе нагревания топлива происходит его испарение, что приводит к постепенному росту давления в топливной камере 3. Когда давление паров топлива в топливной камере достигнет расчетного значения, срабатывает (открывается) топливный клапан 7, и струя парообразного топлива через сопло 5 топливной камеры 3 вырывается в камеру сгорания корпуса 1. Струя топливных паров создает в корпусе 1 движение топливно-воздушной смеси в сторону выходного сопла "б" двигателя и тем самым вызывает засасывание воздуха через диффузор "а" в диффузионный зазор, и далее - в камеру сгорания. Подача воздуха через диффузор "а" в диффузионный зазор "в" основана на увлечении воздуха струей пара, в которую воздух проникает за счет диффузии.

В камере сгорания корпуса 1 топливно-воздушная смесь воспламеняется устройством поджига 2. Продукты сгорания выходят через сопло "б" корпуса 1, создавая факел выхлопа и образуя реактивную тягу.

В процессе работы двигателя нагреватель 6 постоянно находится во включенном положении, постоянно испаряя топливо, постоянно поступающее в топливную камеру. Топливный клапан 7 постоянно находится в открытом положении. Таким образом, в топливной камере постоянно поддерживается высокое давление, обеспечивающее исходящую струю топливных паров, которая обеспечивает непрерывное засасывание через диффузор новых порций воздуха в камеру сгорания. Изменяя температуру нагрева нагревателя, степень открытия топливного клапана и количество работающих двигателей (если используется блок двигателей), регулируют реактивную тягу двигателя в широких пределах.

В случае работы двигателя в космосе включают осевое перемещение топливной камеры или обтекателя (в зависимости от исполнения двигателя) и перекрывают диффузор "а" корпуса 1, и включают подачу окислителя через патрубки 8. Далее работа двигателя осуществляется аналогично описанному выше.

Несомненным достоинством данного реактивного двигателя является возможность его работы без использования компрессора или разгонного блока, что весьма упрощает конструкцию двигателя и снижает его стоимость. Двигатель способен работать и в атмосфере, и в космосе и может быть установлен на аэрокосмические летательные аппараты.

В пакетном двигателе возможно управление вектором тяги пакета путем изменения силы тяги периферийных двигателей с соответствующей стороны. При этом не требуется наличие поворотных сопел у отдельных двигателей, входящих в пакет.

1. Реактивный двигатель, содержащий полый корпус с диффузором на одном его торце и выходным соплом на другом, а также установленное в корпусе устройство для поджига топливной смеси, отличающийся тем, что двигатель снабжен топливной камерой, смонтированной в корпусе таким образом, что внутренняя поверхность корпуса и наружная поверхность топливной камеры образуют диффузионный зазор, причем на торце топливной камеры, обращенном к диффузору, установлен обтекатель, а на другом его торце - выходное сопло, в полости топливной камеры, имеющей возможность соединения с топливным баком, размещен нагреватель, а на ее выходе - топливный клапан, при этом, устройство поджига топливной смеси расположено за выходным соплом топливной камеры.

2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливная камера установлена в корпусе с возможностью осевого перемещения.

3. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатель установлен на топливной камере с возможностью осевого перемещения.

4. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на корпусе установлены патрубки для подачи компонента топливной смеси в диффузионный зазор.

5. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит несколько скрепленных в блок корпусов, с топливной камерой в каждом из них.