RU135000U1 - Углеродно-водородный прямоточный двигатель - Google Patents
Углеродно-водородный прямоточный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU135000U1 RU135000U1 RU2013130333/03U RU2013130333U RU135000U1 RU 135000 U1 RU135000 U1 RU 135000U1 RU 2013130333/03 U RU2013130333/03 U RU 2013130333/03U RU 2013130333 U RU2013130333 U RU 2013130333U RU 135000 U1 RU135000 U1 RU 135000U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- combustion chamber
- rocket
- compartment
- pipeline
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Углеродно-водородный прямоточный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с камерой сгорания турбореактивного двигателя и реактивным соплом турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что введены установленные в корпусе углеродно-водородного прямоточного двигателя вместе с турбореактивным двигателем камера сгорания ракетного отсека, оснащенная воздуховодом ракетного отсека, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, термоэлектрогенератор с клеммой положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммой отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизеры комплекта, трубопровод для подачи воды в парогенератор из баков с водой, реактивное сопло ракетного отсека, эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя, при этом парогенератор, соединенный по трубопроводу для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель выполнены в едином корпусе и размещены на выходе турбореактивного двигателя и соединены с входами электролизеров комплекта, клеммы положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы отрицательного потенциала терм�
Description
Полезная модель относится к двигателестроению и может быть использована, в частности, в качестве авиационного и ракетного двигателя, использующего в качестве основного топлива для получения реактивной тяги водород, а в качестве окислителя - кислород. Оба реагента используются в газообразном агрегатном состоянии и генерируются методом электролиза воды непосредственно на борту летательного аппарата (ЛА).
Известен двигатель, характеризующийся тем, что он выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающего требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепад давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров [RU 108496, U1, F02K 1/17, 20.09.20011].
Недостатком устройства является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Известен также двигатель, содержащий корпус, осевой трехступенчатый компрессор, камеры сгорания и газовую турбину, причем, продольные оси камер сгорания расположены под углом 45-75° к торцевой плоскости двигателя и перпендикулярны поверхности пера лопатки газовой турбины в зоне ее входной кромки, причем турбина заключена в массивный корпус, а количество ее лопаток больше или равно числу камер сгорания, за турбиной соосно установлен диффузор со спрямляющими стенками в форме плоских лопастей, закрепленных одним концом равномерно по окружности внутренней поверхности корпуса двигателя и расположенных по радиусу в продольной осевой плоскости, а другим - к ступице, через внутреннее отверстие которой проходит вал [RU 2122132, C1, F02K 3/00, 20.11.1998].
Недостатком устройства также является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Известен также двигатель, содержащий корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло, при этом, затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части, в охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя, смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха, форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени, а малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла [RU 2480604, C1, F02K 3/02, 27.04.2013].
Это устройство также обладает относительно низкой экологичностью, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Наиболее близким по технической сущности к предложенному является двигатель, имеющий входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло, лопатки компрессора, турбины, профиль межлопаточного канала, при этом, выходная и входная кромки пера лопатки образуются двумя параболами: У1=K1X1/2, У2=2Ko+K2X1/2, касающимися окружности радиусом R≥2Ro, центр которой находится на расстоянии 1≥(2/3)L, где L - проекция длины пера на координату X, изначально задают угол атаки и угол наклона α=(7°-15°), параметры начального радиуса Ro=(1/5-1/10)L, радиус окружности R=(2-3)Ro, величины проекций длины пера L=(0,05-0,15) м, и центра окружности радиусом R1≥(2/3)L, коэффициенты K1 и K2 рассчитываются по формулам 
; 
, где точки A и B - точки касания параболами У1 и У2 окружности радиусом R, точка A находится пересечением угла наклона α=(7°-15°) с перпендикуляром, восстановленным из точки 1≥(2/3)L, точка B - конец диаметра, отложенного от точки A окружности радиусом К на восстановленном перпендикуляре, профиль корыта пера и его спинки образуются пересечением двух парабол: У3=K3X1/2, 
, где коэффициенты K3 и K4 выбираются из K3=(1-3), K4=(0,4-0,8)K3 выходная кромка пера закруглена радиусом 
, конец пера загнут радиально радиусом R≥Ro на угол β=(45°-60°) [RU 2367798, C2, F01D 5/14, F02K 3/02, 20.09.2009].
Недостатком наиболее близкого технического решения является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Задача, которая решается в предложенном техническом решении, заключается в создании устройства, в котором обеспечивается его работа без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Требуемый технический результат заключается в создании устройства, в котором за счет введения дополнительного арсенала технических средств обеспечивается расширение его функциональных возможностей путем обеспечения его работы без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Поставленная задача решается, а требуемый технический результат достигается тем, что, в углеродно-водородный прямоточный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с камерой сгорания турбореактивного двигателя и реактивным соплом турбореактивного двигателя, согласно предложенной полезной модели введены установленные в корпусе углеродно-водородного прямоточного двигателя вместе с турбореактивным двигателем камера сгорания ракетного отсека, оснащенная воздуховодом ракетного отсека, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, термоэлектрогенератор с клеммой положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммой отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизеры комплекта, трубопровод для подачи воды в парогенератор из баков с водой, реактивное сопло ракетного отсека, эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя, при этом, парогенератор, соединенный по трубопроводу для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель выполнены в едином корпусе и размещены на выходе турбореактивного двигателя и соединены с входами электролизеров комплекта, клеммы положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта, выходы которых по трубопроводу для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания ракетного отсека, блок управления расходом кислорода установлен перед входом в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека установлена между комплектом электролизеров и камерой сгорания ракетного отсека, а эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла турбореактивного двигателя и реактивного сопла ракетного отсека.
На чертеже представлена функциональная схема углеродно-водородного прямоточного двигателя.
На чертеже обозначены: клемма 1 отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, турбореактивный двигатель (ТРД) 2, комплект 3 электролизеров, трубопровод 4 для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод 5 для подвода водорода в камеру сгорания ракетного огтсека, клемма 6 положительного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод 7 для подвода перегретого пара в электролизер, камера 8 сгорания ракетного отсека, трубопровод 9 для подачи воды в парогенератор от баков с водой, корпус 10 двигателя, реактивное сопло 11 ракетного отсека, реактивное сопло 12 турбореактивного двигателя, эжекторное сопло 13 двигателя, парогенератор 14, пароперегреватель 15, пуско-регулирующая аппаратура 16 ракетного отсека, регулируемая перепускная створка 17 для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок 18 управления расходом кислорода, воздуховод 19 ракетного отсека, трубопровод 20 для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя.
В углеродно-водородном прямоточном двигателе камера сгорания 8 ракетного отсека оснащена воздуховодом 20 ракетного отсека, парогенератор 14, соединенный по трубопроводу 9 для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель 15 выполнены в едином корпусе, размещены на выходе турбореактивного двигателя 2 и соединены с входами электролизеров комплекта 3, клеммы 6 положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы 1 отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта 3, выходы которых по трубопроводу 4 для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу 5 для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания 8 ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом 11 ракетного отсека, регулируемая перепускная створка 17 для управления режимами утлеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания 8 ракетного отсека, блок 18 управления расходом кислорода установлен перед е ходом в камеру сгорания 8 ракетного отсека, трубопровод 20 для подачи излишков кислорода в камеру сгорания ракетного турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура 16 ракетного отсека установлена между комплектом 3 электролизеров и камерой сгорания 8 ракетного отсека, а эжекторное сопло 13 углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла 12 турбореактивного двигателя и реактивного сопла 11 ракетного отсека.
Работает углеродно-водородный прямоточный двигатель следующим образом.
В предложенном углеродно-водородном прямоточном двигателе в качестве основного топлива для получения реактивной тяги применяется водород, а в качестве окислителя - кислород. Оба реагента используются в газообразном агрегатном состоянии и генерируются методом электролиза воды непосредственно на борту летательного аппарата (ЛА), на котром установлен углеродно-водородный прямоточный двигатель. В качестве теплогенератора используется обычный одновальный турбореактивный двигатель (ТРД) с нерегулируемым дозвуковым соплом и осевым компрессором, работающий на авиационном керосине. В качестве источника постоянного электрического тока для осуществления процесса электролиза применен теплоэлектрогенератор.
Для получения газообразного водорода и кислорода на борту ЛА может быть использован способ электролиза воды, описанный на известном изобретении RU 2142905. Суть способа заключается в том, что генерирование водорода и кислорода осуществляется пропусканием через электрическое поле постоянного высокого напряжения (6000V) перегретого до 500…600°C водяного пара. Для реализации процесса электрелиза на корпусе 10 углеродно-водородного прямоточного двигателя под обшивкой устанавливается комплект 3 из 8…12 электролизеров. В каждый электролизер комплекта 3 под давлением поступает перегретый до 550°C водяной пар, который генерируется пароперегревателем 15, размещенным в контуре выходного устройства ТРД 2 и получающим тепло от выходящего из ТРД 2 газо-воздушного потока. Перегретый водяной пар получается в результате использования для его получения двух контуров: первый контур - парогенератор 14, например кассетного типа и имеющий технологические разъемы с целью оперативной замены, нагревает воду до 110…140°С, утилизирует солевые отложения и другие микропримеси, что позволяет применять воду, как объект электролиза, после мембранной очистки, второй контур - пароперегреватель 15 перегревает пар до 550…570°С и создает давление, необходимое для подачи пара в электролизеры комплекта 3. Особенность конструкции пароперегревателя 15 заключается в том, что размещаясь во фронтальной части паронагревателя 14 он получает тепловую энергию как от горячего газо-воздушного потока турбины ТРД 2, так и за счет демпфирования звуковых высокочастотных колебаний от работы ТРД 2, что позволяет дополнительно расслаблять межмолекулярные связи водяного пара. С этой целью фронтальная часть пароперегревателя 15 может быть выполнена в мембранном исполнении. Таким образом, находясь на пути протекания разогретого скоростного и «шумного» газо-воздушного потока, пароперегреватель 15 дополнительно выполняет и функцию шумопонижения работы ТРД 2. Вода, необходимая для электролиза, размещается в топливных баках летательного аппарата и подается в паронагреватель 14 по трубопроводу 9 под давлением специальными гидронасосами (на чертеже не показаны).
Источником электрического постоянного тока, необходимого для процесса электролиза, являются термоэлектрогенераторы, размещаемые совместно с электролизерами 3 состоящими из наборов базовых термоэлектрических блоков, позволяющих построить термоэлектрическую систему заданной мощности. Базовые термоэлектрические блоки, в свою очередь, состоят из термоэлектрических генераторных модулей, генерирующих электроэнергию путем прямого преобразования тепла в электричество. Отбор температур для активации термоэлектрических генераторных модулей происходит в следующем порядке: высокая температура 650…700°С снимается с корпуса пароперегревателя 15, а низкая температура -56…+40°С снимается с лобовой части обшивки турбореактивного двигателя.
Полученные методом электролиза газообразные водород и кислород по трубопроводам 4 и 5, соответственно, перемещаясь вдоль наружной поверхности электролизеров комплекта 3 и охлаждаясь, под вытеснительным воздействием своих паров подаются в камеру сгорания 8 ракетного отсека. Перемещение газов по разным трубопроводам предотвращает образование «гремучего газа», обеспечивает возможность регулировки соотношения реагентов (водород - кислород), что, в свою очередь, позволяет оперативно менять температуру пламени сгорания водорода от 800 до 3000°С и обеспечивать высокую приемистость двигателя. Для оперативной регулировки пропорций реагентов перед входом в камеру сгорания устанавливается блок 18 управления расходом кислорода. Расход водорода обычно постоянен и устанавливается расчетным путем для каждой конкретной гаммы двигателей. В свою очередь, каждый такой блок получает команду посредством интегрального блока команд от рычага управления двигателем. Таким образом, осуществляется управление углеводе>родным прямоточным двигателем на режимах взлета, крейсерского полета, посадки и других маневров летательного аппарата.
Излишки кислорода, стравливаемого из системы подвода при оперативном изменении расхода, подаются по трубопроводу 20 в камеру сгорания ТРД 2, повышая его экономичность и улучшая экологические характеристики.
С целью контролируемого обеспечения наиболее оптимальных параметров работы углеводородным прямоточным двигателем используются регулируемые перепускные створки 17, работа которых дополняет функциональные возможности двигателя: возможность получения реверсивной тяги, возможность управления скоростными параметрами парогазового выходного потока за счет изменения его площади сечения, возможность останова и запуска двигателя в полете и т.п.
Первоначальное обеспечение воздушным потоком двигателя через воздуховод 19 ракетного отсека стоящего на месте ЛА осуществляется за счет эжекционного эффекта от работающего осевого компрессора ТРД 2. Дальнейшее наполнение потока обеспечивается эжекцией высокотемпературной и высокоскоростной реактивной струи при запуске двигателя и скоростью ЛА во время полета. Для повышения тяговых характеристик выходное устройство двигателя оснащено эжекторным соплом 13.
Формально работа углеродно-водородного прямоточного двигателя дифференцируется на 6 основных режимов: запуск и розжиг ТРЛ, запуск ракетного отсека, взлетный режим, крейсерский режим, посадка и торможение, останов двигателя.
Запуск и розжиг ТРД 2 - стандартная, отработанная процедура перевода ТРД 2 из нерабочего состояния в установившийся режим малого газа, при котором он может устойчиво работать длительное время.
В режиме запуска увеличивается число оборотов турбины ТРД 2 и добавленная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение и разогрев газового потока в выходном устройстве для обеспечения процессов парогенерирования и пароперегрева в парогенераторе 14 и пароперегревателе 15, а также на нагнетание воздушного потока (за счет эжекции) в воздуховод 19 ракетного отсека. При этом режиме работы ТРД 2 развивает тягу, эквивалентную 25…30% от номинальной тяги. В это время перегретый до 500-550°С водяной пар под давлением поступает в электролизеры комплекта 3, где при разряде постоянного электротока напряжением до 6000V происходит генерация водорода и кислорода. Продукты электролиза, охлаждаясь и уплотняясь в магистральном теплообменнике под воздействием вытеснительного давления своих паров, пройдя через блок 18 управления расходом кислорода, подаются в камеру сгорания 8 ракетного отсека, где водородно-кислородная смесь зажигается специальным запальным устройством. Двигатель выходит на минимальный режим. При дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.
Во время взлета активируется максимальный расчетный режим работы двигателя, заключающийся в одновременном применении взлетного режима работы ТРД 2 и максимального рабочего режима камеры сгорания 8 ракетного отсека, направленных на создание интегрированной реактивной тяги. В этом режиме ТРД 2 развивает тягу, эквивалентную 30…35% от номинальной, поэтому количество потребления традиционного авиационного топлива уменьшается на 65…70%.
Эжекторное сопло 13 позволяет существенно увеличить тягу предложенного двигателя. Особенность такого сопла состоит в том, что эжектируемым потоком является центральный газо-воздушный поток, создаваемый ТРД 2.
Крейсерский режим работы характеризуется следующими основными параметрами:
- ТРД 2 работает в установившемся режиме с минимальным расходом топлива, необходимым для поддержания режима малого газа, температуры пара и нагнетания воздуха для создания необходимой плотности газо-воздушного потока;
- углеводородный прямоточный двигатель выполняет пункции основного движителя, вся энергия сгорающей водородно-кислородной смеси расходуется только на создание реактивного тягового потока паро-газовой струи, т.е. на создание основной тяги двигателя;
- скорость полета ЛА регулируется как расходом водородно-кислородной смеси, так и регулируемыми перепускными створками воздуховода углеводородного прямоточного двигателя, при этом, на больших высотах полета створки могут быть полностью закрытыми, т.к. двигатель может работать в разреженном пространстве, а часть кислорода может подаваться в камеру сгорания ТРД 2 для поддержания интегрированного оптимального режима, что дает возможность повышения потолка до 18000 м и выше.
Торможение при посадке ЛА обеспечивается включением реверсивной тяги, механизм активации которой может находиться как в контуре двигателя, так и дополнительно в контуре внутреннего ТРД 2.
Останов углеводородного прямоточного двигателя осуществляется остановом ТРД 2.
Таким образом, предложенное техническое решение обладает следующими особенностями.
В качестве основного топлива, создающего тягу двигателя, применен газообразный водород, в качестве окислителя - газообразный кислород, производимые методом электролиза воды на борту летательного аппарата.
В качестве источника электропитания для реализации процесса электролиза воды применен термоэлектрогенератор, использующий для генерирования постоянного тока высокого напряжения разность температур между разогретой поверхностью парогенератора-перегревателя (600…700°С) и внешней поверхностью обшивки двигателя (+40…-56°С).
Применен эффективный способ шумопонижения, а именно метод демпфирования звуковых колебаний газового потока ТРД фронтальной поверхностью парогенератора - перегревателя. Такой способ демпфирования высокочастотных звуковых колебаний обеспечивает дополнительный нагрев водяного пара для электролиза внутри парогенератора - перегревателя и позволяет достичь параметров внутреннего ТРД, близких к малому газу, т.е. самому экономному режиму работы.
Основными преимуществами заявленного технического решения по отношению к известным являются следующие.
Углеродно-водородный прямоточный двигатель сочетает в себе основные положительные характеристики современных жидкостных ракетных и турбореактивных двигателей. Применение процесса электролиза воды на борту летательного аппарата позволяет безопасно генерировать водород и, без дорогого и опасного процесса хранения и транспортировки, использовать его в качестве топливного реагента в ракетном отсеке двигателя. При этом обеспечивается увеличение моторесурса ТРД в несколько раз, т.к. установившийся режим работы его в контуре предлагаемой конструкции двигателя по своей мощности составляет около 30% мощности штатного номинального режима обычного ТРД. Обеспечивается экономия топлива (авиационного керосина) порядка 65…70%. На электролиз воды используется электроэнергия термоэлектрогенераторов, которые работают без потребления механической энергии, что увеличивает ресурс двигателя. Обеспечивается понижение уровня шума работающего двигателя без ухудшения его остальных характеристик. Отсутствие эмиссии газов ракетного отсека двигателя по причине сжигания экологически чистого топлива - водорода, в результате горения которого образуется водяной пар. Ракетная тяга двигателя работает только на движитель, без отбора какой-либо ее части на обслуживание сторонних потребителей. Максимальная высота полета летательного аппарата, оснащенного двигателем, может составлять порядка 18000 м в силу использования ракетной тяги, создаваемой в ракетном отсеке и возможности перераспределения автономного кислорода в высоких слоях протосферы между камерами сгорания ТРД и ракетного отсека. Обеспечивается возможность работы двигателя на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Двигатель может быть конвертирован как в морской двигатель, гак и в наземный газо-турбинный двигатель для эксплуатации на железнодорожных локомотивах, в качестве газоперекачивающих станций и т.п.
Таким образом, в предложенном двигателе действительно достигается требуемый технический результат, который заключается в создании устройства, в котором за счет введения дополнительного арсенала технических средств обеспечивается расширение его функциональных возможностей путем обеспечения его работы без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Claims (1)
- Углеродно-водородный прямоточный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с камерой сгорания турбореактивного двигателя и реактивным соплом турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что введены установленные в корпусе углеродно-водородного прямоточного двигателя вместе с турбореактивным двигателем камера сгорания ракетного отсека, оснащенная воздуховодом ракетного отсека, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, термоэлектрогенератор с клеммой положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммой отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизеры комплекта, трубопровод для подачи воды в парогенератор из баков с водой, реактивное сопло ракетного отсека, эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя, при этом парогенератор, соединенный по трубопроводу для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель выполнены в едином корпусе и размещены на выходе турбореактивного двигателя и соединены с входами электролизеров комплекта, клеммы положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта, выходы которых по трубопроводу для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания ракетного отсека, блок управления расходом кислорода установлен перед входом в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека установлена между комплектом электролизеров и камерой сгорания ракетного отсека, а эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла турбореактивного двигателя и реактивного сопла ракетного отсека.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013130333/03U RU135000U1 (ru) | 2013-07-04 | 2013-07-04 | Углеродно-водородный прямоточный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013130333/03U RU135000U1 (ru) | 2013-07-04 | 2013-07-04 | Углеродно-водородный прямоточный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU135000U1 true RU135000U1 (ru) | 2013-11-27 |
Family
ID=49625435
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013130333/03U RU135000U1 (ru) | 2013-07-04 | 2013-07-04 | Углеродно-водородный прямоточный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU135000U1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2610631C1 (ru) * | 2015-12-14 | 2017-02-14 | Николай Борисович Болотин | Газоперекачивающий агрегат |
| RU2682221C1 (ru) * | 2018-04-19 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства |
| RU2749934C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-06-21 | Виктор Федорович Карбушев | Жидкостный турбинный двигатель |
-
2013
- 2013-07-04 RU RU2013130333/03U patent/RU135000U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2610631C1 (ru) * | 2015-12-14 | 2017-02-14 | Николай Борисович Болотин | Газоперекачивающий агрегат |
| RU2682221C1 (ru) * | 2018-04-19 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства |
| RU2749934C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-06-21 | Виктор Федорович Карбушев | Жидкостный турбинный двигатель |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6542812B2 (ja) | ハイブリッド推進システム。 | |
| EP1992788B1 (en) | Aircraft combination engines plural airflow conveyances system | |
| US20180356093A1 (en) | Methods of operating a rotating detonation combustor at approximately constant detonation cell size | |
| US20210140641A1 (en) | Method and system for rotating detonation combustion | |
| RU2561757C1 (ru) | Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель | |
| CN109028150B (zh) | 用于旋转爆震推进系统的泡腾雾化结构和操作方法 | |
| RU135000U1 (ru) | Углеродно-водородный прямоточный двигатель | |
| RU2520771C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа | |
| US11572840B2 (en) | Multi-mode combustion control for a rotating detonation combustion system | |
| US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
| CN117329025B (zh) | 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器 | |
| US7762056B2 (en) | Aircraft combination engines exhaust thrust recovery | |
| CN104832318A (zh) | 一种冲压喷气发动机 | |
| RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
| WO2023167751A2 (en) | High-power hybrid-electric propulsion systems and methods | |
| US8272221B2 (en) | Hydrogen gas generator for jet engines | |
| CN204877714U (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
| RU2591361C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
| CN104963788A (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
| RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
| US3646760A (en) | Vapor cycle propulsion system | |
| WO2022175739A1 (en) | Ramjet or scrum jet aircraft engine with the capability of mounting two fans behind the aircraft's nozzle | |
| US20240133343A1 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
| Roberts et al. | Aircraft Engine Electrical Power Generation With a SOFC Combustor | |
| US20230258148A1 (en) | Liquid hydrogen-liquid oxygen fueled powerplant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20150705 |