RU1734442C - Комбинированный ракетный двигатель - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке маневренных разгоняющих устройств. Цель изобретения - повышение энергетических характеристик двигателя. Двигатель состоит из прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1 с камерой 4 дожигания и ракетного двигателя 2, камеры 14 сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, выполненными в виде сверхзвуковых сопл Леваля с наклонными выходными сечениями. Точка пересечения оси сечения с минимальной образующей профиля раструба сопла размещена в плоскости входа камеры 4 дожигания. Газоводы выполнены с возможностью поворота вокруг продольной оси. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде форсуночного устройства. При работе двигателя продукты сгорания реактивного двигателя 2 поступают по газоводам в камеру дожигания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и за счет наклона выходного сечения сопла отклоняются в сторону воздушного потока, чем обеспечивается хорошее смешение химически реагирующих потоков. Осевое вращение газовода интенсифицирует смешение, что приводит к повышению полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств.

Известен комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами.

Известен также комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания.

Указанные комбинированные ракетные двигатели не обеспечивают оптимальных энергетических характеристик из-за неэффективности смешения продуктов неполного сгорания (обогащенных горючим) с изменяющимся воздушным потоком, вызванного трудностями управления их взаимодействия.

Цель изобретения - повышение энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленного изменением скорости набегающего потока.

Это достигается тем, что в двигателе, состоящем из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания. Кроме того, газовод снабжен приводом вращения. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива.

Повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя. Интенсивность смешения обеспечивается увеличением поверхности взаимодействия потоков путем создания эллипсообразных конических поверхностей нескольких высокоэнергетических потоков и обтекания каждого из них под углом воздушным потоком в камере дожигания. При этом взаимодействии реализуется развитая крупномасштабная турбулентность. Она создается при выполнении газоводов в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением и способствует повышению энергетических характеристик в области умеренных сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока. В области больших сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока при наличии большей доли продуктов неполного сгорания в рецептуре твердого топлива повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения и достигается вращением вокруг продольной оси каждого из газоводов в одном и том же направлении с частотой их вращения, определяемой из условия времени пролета и взаимодействия частиц воздуха с частицами продуктов сгорания в пределах камеры дожигания. Увеличению степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания способствует не только взаимодействие распадающихся от вращения газоводов струй продуктов неполного сгорания с воздушным потоком, но и столкновение их между собой, достигаемое вращением одной группы газоводов в одном направлении, а другой группы газоводов - в противоположном направлении.

Повышение степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания увеличенной доли продуктов неполного сгорания в области высоких сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока достигается реализацией неоднородности поля концентраций в поперечном сечении высокотемпературного потока, движущегося в газоводе, путем создания избыточной концентрации продуктов неполного сгорания в пристеночной зоне газоводов. Неоднородность поля концентраций осуществляется размещением на входе вращающегося газовода форсуночного устройства для жидкого горючего, которое в дозвуковой части газовода испаряется, образуя тонкий слой избыточной концентрации газообразного горючего по периферии высокотемпературного потока продуктов полного сгорания перед его взаимодействием с воздушным потоком.

На фиг. 1 представлена схема комбинированного ракетного двигателя; на фиг. 2 - конструктивная схема вращающегося турбулизатора и устройства, реализующего неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока.

Комбинированный ракетный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и ракетный двигатель 2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 состоит из входного устройства 3, камеры 4 дожигания и выходного устройства 5, расположенных друг за другом по току. Он содержит также емкость 6 с горючим и систему подачи горючего, например, состоящую из газогенератора 7, органов 8 управления, магистралей 9, осуществляющих подачу газа на наддув емкости 6 с горючим, в которой расположена разделительная (эластичная) мембрана 10, магистралей 11, сообщающих емкость 6 с горючим с форсуночными устройствами 12. В магистралях 11 установлены запорные и регулиpующие устройства 13, с помощью которых осуществляется изменение подачи горючего в камеру дожигания. Ракетный двигатель 2 содержит камеру 14 сгорания, в которой размещен заряд твердого топлива, например, обогащенный горючим. Выходное устройство ракетного двигателя 2 содержит, например, четыре газовода 15, выполненных в виде сопла Лаваля с неполным профилем расширяющейся части с одной стороны, т.е. сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры 4. На входе газовода 15 расположено форсуночное устройство 12 в виде кольцевой щели. При этом каждый газовод 15 содержит узел 16 вращения, который обеспечивает вращение вокруг продольной оси, для чего на наружной поверхности расширяющейся части выполнено зубчатое колесо 17, передающее вращение газоводу 15 от автономного источника 18 вращения.

Двигатель работает следующим образом.

При запуске ракетного двигателя с зарядом твердого топлива, обогащенного гоpючим, продукты неполного сгорания поступают по газоводам 15 в камеру 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, где перемешиваются с поступающим через входное устройство 3 воздухом. Для смещения двух сверхзвуковых химически реагирующих потоков, организуют движение их путем пересечения линий тока. Высокоэнергетический высокотемпературный поток из четырех газоводов 15 разворачивается в сторону неполного профиля расширяющейся части сопла Лаваля, пересекая линии тока воздушного потока соосного каналу газовода 15, при этом образуется крупномасштабная турбулизация двух потоков, что способствует эффективному протеканию химических реакций, реализуя высокую степень полноты сгорания. С увеличением скорости воздушного потока на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и степени обогащенности горючим рецептуры заряд твердого топлива степень полноты сгорания снижается, поэтому для повышения эффективности смешения осуществляют вращение турбулизатора вокруг своей продольной оси. Туpбулизация усиливается не только за счет пересечения линий тока высокотемпературного потока из камеры 14 сгорания с воздушным потоком, но и при периодическом (в зависимости от угла поворота газоводов 15) взаимодействии высокотемпературных потоков (струй) из камеры 14 сгорания между собой, находясь одновременно в воздушном потоке камеры 4 дожигания, что способствует увеличению эффективности смешения и уменьшению времени для завершения процесса полного сгорания в камере 4.

С дальнейшим увеличением сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока время пребывания реагирующих компонентов потоков в камере 4 уменьшается. В этом случае создается неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока при движении по газоводу 15 путем уменьшения продуктов неполного сгорания в ядре потока и увеличение их на периферии потока. Из емкости 6 с горючим по магистрали 11 подается жидкий компонент (горючее) в форсуночное устройство 12. При вращении газовода 15 жидкий компонент под действием центробежных сил прижимается к внутренней поверхности газовода, взаимодействуя с дозвуковым высокотемпературным потоком, испаряется, образуя тонкий газовый слой по периферии высокотемпературного потока в поперечном сечении, содержащий избыточность горючих компонентов. Длина дозвуковой части газовода 15 выбирается из условия завершения процесса испарения до минимального сечения газовода 15, а величина расхода жидкого компонента регулируется устройством 13 в зависимости от изменения величины и направления вектора скорости набегающего воздушного потока. Взаимодействие воздушного потока с высокотемпературным потоком, имеющим в поперечном сечении неоднородность поля концентраций компонентов горючего, способствует уменьшению времени, потребного для завершения цепного механизма химических превращений в камере 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1. Продукты полного сгорания из камеры 4 поступают в выходное устройство 5, где, расширяясь, преобразуют тепловую энергию потоков в кинетическую энергию струи комбинированного ракетного двигателя.

Наличие автономного источника 18, передающего вращения газоводу 15 через зубчатое зацепление 17, позволяет реализовать управление вектором тяги пpи большой скорости набегающего воздушного сверхзвукового потока путем изменения частоты вращения газовода 15 или группы газоводов 15, реализуя неоднородное поле давления на внутреннюю поверхность выходного устройства 5 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, которое является выходным устройством комбинированного ракетного двигателя. Малые отклонения при управлении вектором тяги реализуются изменением расхода жидкого компонента на входе газовода 15.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого комбинированного ракетного двигателя заключается в повышении значений удельно-импульсных параметров ее по сравнению с известным комбинированным ракетным двигателем.

Claims (3)

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленным изменением скорости набегающего потока, в нем каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным входным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что газовод снабжен приводом вращения.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива.

Images