RU174498U1

RU174498U1 - POWER INSTALLATION OF A HYPERSONIC AIRCRAFT

Info

Publication number: RU174498U1
Application number: RU2017115204U
Authority: RU
Inventors: Александр Анатольевич Пузич; Сергей Владимирович Залашков; Дмитрий Леонидович Кузьминский
Priority date: 2017-04-28
Filing date: 2017-04-28
Publication date: 2017-10-17

Abstract

Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата включает турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом, а также расположенный соосно ему прямоточный контур с топливными форсунками. Дополнительно введен контур реактивных двигателей жидкого топлива (ЖРД), количество которых для обеспечения маневрирования летательного аппарата выбрано не менее одного и каждый имеет поворотную камеру сгорания.Техническое решение позволяет расширить диапазон применения силовой установки летательного аппарата.1 зав. пункт, 1 фиг.The power plant of a hypersonic aircraft includes a turbojet engine with an afterburner and a jet nozzle, as well as a direct-flow circuit located coaxially with the fuel nozzles. In addition, a contour of liquid fuel jet engines (LRE) was introduced, the number of which was chosen to ensure maneuvering the aircraft at least one and each has a rotary combustion chamber. The technical solution allows to expand the range of application of the power plant of the aircraft. item 1 of FIG.

Description

Предложенная полезная модель относится к области авиационного двигателестроения и предназначено для применения на гиперзвуковом летательном аппарате, предназначенном для применения в широком диапазоне высот и скоростей полета, включая ближний космос.The proposed utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing and is intended for use on a hypersonic aircraft designed for use in a wide range of altitudes and flight speeds, including near space.

Известен турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий турбореактивный двигатель с форсажной камерой и расположенный соосно ему прямоточный контур (патент РФ на полезную модель №157750). Такой авиационный двигатель может быть использован в качестве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере как при малых скоростях полета, когда достаточно тяги от турбокомпрессорного контура, так и при средних скоростях полета до Mn=2,5÷3,0, когда необходимая тяга обеспечивается с помощью форсажной камеры. Для увеличения скорости полета при Mn≥2,0-2,5 включается прямоточный контур, обеспечивая возможность полета летательного аппарата в атмосфере на больших высотах до Mn≈4,0 и выше.Known turbofan engine, including a turbojet engine with afterburner and coaxial flow circuit located coaxially to it (RF patent for utility model No. 157750). Such an aircraft engine can be used as a power plant for a hypersonic aircraft in the atmosphere both at low flight speeds, when there is enough thrust from the turbocompressor circuit, and at average flight speeds up to Mn = 2.5 ÷ 3.0, when the necessary thrust is provided with using afterburner. To increase the flight speed at Mn≥2.0-2.5, a direct-flow circuit is switched on, making it possible for the aircraft to fly in the atmosphere at high altitudes up to Mn≈4.0 and higher.

Для дальнейшего увеличения высоты и скорости полета, вплоть до условий ближнего космоса, предлагается включить в состав силовой установки ракетный двигатель жидкого топлива (ЖРД), способный обеспечить реактивную тягу в отсутствии атмосферного воздуха.To further increase the altitude and speed of flight, up to the conditions of near space, it is proposed to include in the power plant a rocket engine of liquid fuel (LRE), capable of providing jet thrust in the absence of atmospheric air.

На прилагаемой фигуре в качестве примера реализации схематично представлена силовая установка на базе авиационного двухконтурного двигателя ТРДД РД-1700, оборудованного форсажной камерой.The attached figure as an example of implementation schematically shows a power plant based on an aircraft twin-circuit engine TRDD RD-1700, equipped with an afterburner.

Силовая установка включает авиационный ТРДД РД-1700, за турбиной низкого давления 1 которого установлен лепестковый смеситель 2 потоков первого и второго (вентиляторного) контуров. За ним располагается форсажная камера 4, содержащая топливные форсунки 5 и стабилизаторы пламени 6.The power plant includes an aircraft turbofan engine RD-1700, behind a low-pressure turbine 1 of which there is a flap mixer for 2 flows of the first and second (fan) circuits. Behind it is an afterburner 4 containing fuel injectors 5 and flame stabilizers 6.

Форсажная камера 4 снабжена перфорированными экранами 7 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.The afterburner 4 is provided with perforated screens 7 for cooling the walls and eliminating vibrational combustion.

Непосредственно за турбиной 1 установлены термопары 8 для измерения температуры выходящего из турбины 1 газа. На выходе форсажной камеры 4 установлено сужающееся сопло 10.Immediately after the turbine 1, thermocouples 8 are installed to measure the temperature of the gas exiting the turbine 1. At the outlet of the afterburner 4, a tapering nozzle 10 is installed.

Соосно с турбореактивным двигателем располагается камера сгорания 11 прямоточного контура ТПВРД 19, содержащая форсунки для подачи топлива 12 и радиальные стабилизаторы пламени 13. Воздух к камере сгорания 11 поступает из воздухозаборника летательного аппарата 14 через отсечное устройство 15 и диффузор 16 для снижения скорости потока на входе в камеру сгорания 11.Coaxial with the turbojet engine is the combustion chamber 11 of the direct-flow circuit ТПВРД 19, containing nozzles for supplying fuel 12 and radial flame stabilizers 13. Air to the combustion chamber 11 comes from the air intake of the aircraft 14 through the shut-off device 15 and the diffuser 16 to reduce the flow rate at the inlet to combustion chamber 11.

Стабилизаторы пламени 13 выполнены V-образного профиля и соединены с внутренней полостью форсажной камеры 4 для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры 4 внутрь камеры сгорания прямоточного контура 11 с целью стабилизации горения топлива в ней при относительно низкой температуре поступающего из воздухозаборника 14 воздуха.The flame stabilizers 13 are V-shaped and connected to the internal cavity of the afterburner 4 to supply combustion products from the afterburner 4 to the combustion chamber of the once-through circuit 11 in order to stabilize the combustion of fuel in it at a relatively low temperature of the air coming from the air intake 14.

Внутри радиального стабилизатора пламени 13 установлены перфорированные трубы 17 для подачи в область за стабилизатором пламени дополнительного количества топлива с целью создания переобогащенной топливовоздушной смеси для повышения устойчивости горения подаваемого в камеру сгорания 11 через форсунки 12 топлива. Топливные форсунки 12 выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука (см., например, патент РФ №2210026) для улучшения качества распыла топлива и повышения эффективности его сгорания в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 ТПВРД.Inside the radial flame stabilizer 13, perforated pipes 17 are installed for supplying an additional amount of fuel to the area behind the flame stabilizer in order to create a re-enriched air-fuel mixture to increase the combustion stability of the fuel supplied to the combustion chamber 11 through nozzles 12. Fuel nozzles 12 are made of an acoustic type with a vortex ultrasound generator (see, for example, RF patent No. 22210026) to improve the quality of fuel atomization and increase the efficiency of its combustion in the combustion chamber 11 of the direct-flow circuit 19 of the injection pump.

Прямоточный контур ТПВРД 19 снабжен на выходе реактивным сверхзвуковым соплом 18 с регулированием критического сечения 20 и сечения выходной части 21 как в условиях совместной работы ТРДФ и прямоточного контура 19 на высокой скорости полета летательного аппарата, так и при работе только турбореактивного двигателя без подачи топлива в прямоточный контур 19 при относительно низких значениях скорости полета.The direct-flow circuit ТПВРД 19 is equipped at the outlet with a jet supersonic nozzle 18 with regulation of the critical section 20 and the section of the output part 21 both under the conditions of the joint operation of the turbofan engine and the direct-flow circuit 19 at a high flight speed of the aircraft, and when only a turbojet engine without fuel is fed circuit 19 at relatively low values of flight speed.

Дальнейшее увеличение высоты и скорости полета летательного аппарата обеспечивается работой входящих в силовую установку реактивного двигателя жидкого топлива (ЖРД) 22.A further increase in the altitude and flight speed of the aircraft is provided by the operation of the liquid fuel jet engine (LRE) 22 included in the propulsion system.

Ракетный двигатель жидкого топлива (ЖРД) 22 включает камеру сгорания и реактивное сопло, в котором образующийся от сгорания топлива газ разгоняется, создавая реактивную тягу. Компоненты топлива - горючее (керосин) и окислитель поступают из отдельных баков. Так как горючим для ЖРД является керосин, на котором работает ТПВРД, то для окислителя потребуется отдельный бак 23. Работая в течение короткого промежутка времени, ракетные двигатели жидкого топлива позволяют придать летательному аппарату дополнительный импульс для перевода его к полету по баллистической траектории.A liquid propellant rocket engine (LRE) 22 includes a combustion chamber and a jet nozzle in which the gas generated from the combustion of fuel is accelerated, creating a jet thrust. Fuel components - fuel (kerosene) and oxidizing agent come from separate tanks. Since the fuel for LRE is kerosene, on which the fuel injection engine operates, an oxidizer will need a separate tank 23. Working for a short period of time, liquid propellant rocket engines can give the aircraft an additional impulse to translate it into flight along a ballistic path.

Количество ЖРД 22 в составе силовой установки выбрано не менее одного, при этом управление летательным аппаратом осуществляется путем поворота камеры сгорания ЖРД.The number of LRE 22 in the power plant selected at least one, while controlling the aircraft by turning the combustion chamber of the LRE.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.

Из воздухозаборника 14 летательного аппарата воздух поступает на вход компрессора низкого давления (вентилятора) турбореактивного двигателя, где осуществляется повышение его давления, после чего часть этого воздуха поступает в компрессор высокого давления для дополнительного сжатия, а затем в основную камеру сгорания, где осуществляется подогрев его путем сжигания топлива. Продукты сгорания поступают на вход турбины высокого давления 9, соединенную валопроводом с компрессором высокого давления, затем поступает на вход турбины низкого давления (ТНД), соединенной валопроводом с вентилятором.From the air intake 14 of the aircraft, air enters the inlet of the low pressure compressor (fan) of the turbojet engine, where its pressure is increased, after which part of this air enters the high pressure compressor for additional compression, and then into the main combustion chamber, where it is heated by burning fuel. The combustion products enter the inlet of the high-pressure turbine 9, connected by a shaft line to a high-pressure compressor, and then go to the inlet of a low-pressure turbine (ТНД), connected by a shaft line to a fan.

Выходящие из ТНД 1 газы смешиваются в лепестковом смесителе 2 с потоком воздуха второго контура и поступают на вход форсажной камеры 4.The gases coming out of the low pressure pump 1 are mixed in a flap mixer 2 with the air flow of the second circuit and fed to the inlet of the afterburner 4.

Установленные за турбиной низкого давления 1 термопары 8 измеряют температуру газа. В случае превышения ее над заданным значением (соответствующим температуре газа 1460K перед турбиной высокого давления 9) регулятор снижает подачу топлива в камеру сгорания (что приводит к снижению частоты вращения роторов) для предотвращения перегрева лопаток турбины 9.Installed behind the low pressure turbine 1, thermocouples 8 measure the temperature of the gas. If it exceeds a predetermined value (corresponding to a gas temperature of 1460K in front of the high-pressure turbine 9), the regulator reduces the fuel supply to the combustion chamber (which leads to a decrease in the rotor speed) to prevent overheating of the turbine blades 9.

При достижении заданной скорости полета М_п=0,8 осуществляется запуск форсажной камеры 4 кратковременным впрыском порции топлива перед турбиной 9 (т.н. «огневая дорожка»). В форсажной камере 4 за стабилизаторами пламени происходит сжигание топлива, подаваемого через топливные форсунки 5, а продукты сгорания поступают в реактивное сопло 10, обеспечивая создание реактивной тяги.Upon reaching a predetermined flight speed M _p = 0.8, the afterburner 4 is launched by short-term injection of a portion of fuel in front of the turbine 9 (the so-called fire path). In the afterburner chamber 4, behind the flame stabilizers, the fuel supplied through the fuel nozzles 5 is burned, and the combustion products enter the jet nozzle 10, ensuring the creation of jet thrust.

При достижении скорости полета М_п=2,0 открывается отсечное устройство 15 и воздух из воздухозаборника 14 поступает через диффузор 16 в камеру сгорания 11 прямоточного контура 19. В камеру сгорания 11 через форсунки 12 вихревого типа поступает распыленное топливо, воспламеняющееся за стабилизаторами пламени 13, во внутреннюю полость которых поступают продукты горения с высокой температурой из форсажной камеры 4. Поступающие продукты горения для улучшения поджигающей способности топливовоздушной смеси за стабилизаторами пламени 13 дополнительно «обогащены» топливом.When the flight speed M _p = 2.0 is reached, the shut-off device 15 opens and air from the air intake 14 enters through the diffuser 16 into the combustion chamber 11 of the direct-flow circuit 19. Sprayed fuel enters the combustion chamber 11 through vortex-type nozzles 12, which ignites behind the flame stabilizers 13, into the internal cavity of which high-temperature combustion products from the afterburner come 4. Incoming combustion products to improve the ignition ability of the air-fuel mixture behind flame stabilizers 13 additional o “enriched” with fuel.

Камера сгорания 11 снабжена перфорированными экранами 3 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.The combustion chamber 11 is provided with perforated screens 3 for cooling the walls and eliminating vibrational combustion.

Для оптимизации работы ТПВРД во всем диапазоне режимов полета предусматривается регулирование критического сечения 20 сопла Лаваля 18.To optimize the operation of the high pressure fuel injection engine in the entire range of flight modes, the critical section 20 of the Laval nozzle 18 is regulated.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает оптимальные условия для разгона беспилотных летательных аппаратов от минимального устойчивой скорости полета летательного аппарата до М_п=4 и выше и полета БЛА по необходимой траектории Оптимизация характеристик двигателя летательного аппарата реализуется благодаря тому, что при низких значениях скорости полета работает только турбореактивный двигатель, обеспечивающий оптимальные характеристики по расходу топлива, при средних значениях скорости полета, когда тяги турбореактивного двигателя не хватает, включается форсированный режим, что является оптимальным для этого диапазона скоростей, а при достижении скорости полета М_п>2 включается дополнительно прямоточный контур ТПВРД 19, при этом доля газотурбинного контура в создаваемой тяге заметно снижается и его роль сводится при М_п>3 к обеспечению стабилизации горения топлива в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 в условиях относительно низкой температуры воздуха на входе.Thus, the proposed technical solution provides optimal conditions for accelerating unmanned aerial vehicles from the minimum stable flight speed of the aircraft to M _p = 4 and above and UAV flight along the necessary path. Optimization of the characteristics of the aircraft engine is realized due to the fact that it works at low values of flight speed only a turbojet engine that provides optimal fuel consumption performance at average flight speeds when turbo thrust the jet engine is not enough, the forced mode is turned on, which is optimal for this speed range, and when the flight speed M _p > 2 is reached, an additional direct-flow circuit ТРВРД 19 is turned on, while the proportion of the gas-turbine circuit in the generated thrust is noticeably reduced and its role is reduced at M _p > 3 to ensure stabilization of fuel combustion in the combustion chamber 11 of the once-through circuit 19 in conditions of relatively low air temperature at the inlet.

При достижении летательным аппаратом высоты, при которой низкое давление воздуха в камерах сгорания турбореактивного двигателя и прямоточного контура не позволяет обеспечить стабильное горение горючей смеси, и турбопрямоточный контур становится неэффективным, включаются реактивные двигатели жидкого топлива 22, придающие летательному аппарату в условиях практически безвоздушного пространства дополнительный импульс, позволяющий увеличить скорость и высоту полета летательного аппарата для выхода его на баллистическую траекторию.When the aircraft reaches a height at which the low air pressure in the combustion chambers of the turbojet engine and the direct-flow circuit does not allow stable combustion of the combustible mixture, and the turbo-exhaust circuit becomes ineffective, the liquid fuel jet engines 22 are turned on, giving the aircraft an additional impulse in practically airless space , allowing to increase the speed and altitude of the aircraft to exit on a ballistic trajectory.

При этом управление летательным аппаратом осуществляется путем поворота камеры сгорания ЖРД.At the same time, the aircraft is controlled by turning the LRE combustion chamber.

Claims

1. The power plant of a hypersonic aircraft, including a turbojet engine with an afterburner and a jet nozzle, as well as a direct-flow circuit located coaxially with the fuel nozzles, characterized in that an additional liquid fuel engine (LRE) circuit is additionally introduced into it.

2. The power plant of a hypersonic aircraft under item 1, characterized in that to ensure maneuvering the aircraft, the number of rocket engines in the power plant is selected at least one and each has a rotary combustion chamber.