RU2076829C1

RU2076829C1 - Composite ramjet engine

Info

Publication number: RU2076829C1
Application number: RU93055149A
Authority: RU
Inventors: В.С. Кирилкин; В.С. Лешуков; В.М. Ушаков; В.Л. Фрайштадт; Е.Г. Шейкин
Original assignee: Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем
Priority date: 1993-12-02
Filing date: 1993-12-02
Publication date: 1997-04-10

Abstract

FIELD: hypersonic flying vehicles, aero-space planes for delivery of payload to working and staging orbits. SUBSTANCE: passage of composite ramjet engine is converter into passage of hypersonic ramjet engine and magnetic hydrodynamic accelerator. Composite ramjet engine is provided with air intake with magnetohydrodynamic device containing ionizers, magnets and electrodes located on relatively perpendicular walls of air intake, turbojet engine being mounted after air intake on retractable pylons. EFFECT: improved power characteristics and enhanced economical efficiency due to successive placing of engines in operation and use of magnetohydrodynamic accelerator. 3 dwg

Description

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано на гиперзвуковых летательных аппаратах (ГЛА), включая воздушно-космические самолеты, предназначенные для доставки полезной нагрузки на рабочие или промежуточные орбиты. The invention relates to aerospace engineering and can be used on hypersonic aircraft (GLA), including aerospace aircraft, designed to deliver payloads to working or intermediate orbits.

Известны технические решения по соосному расположению различных типов двигателей в канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя /ПВРД/. Например, аэрокосмический самолет, снабженный двигательной установкой /ДУ/, в канале ПВРД которого расположен ракетный двигатель [1] Однако наличие в канале ПВРД центрального тела, которое в ряде случаев используется для размещения на его боковой поверхности топливных форсунок, ограничивает возможности ПВРД [2]
Известны другие технические решения, в которых расширение возможностей ПВРД решают, например, путем изготовления ПВРД двухступечатым и по мере приближения к гиперзвуковой скорости происходит сбрасывание первой группы /Патент США N 4338783 от 13.07.82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, НКИ 60/225/. Одноразовое применение первой группы повышает стоимость ДУ при массовых полетах ЛА.Known technical solutions for the coaxial arrangement of various types of engines in the channel of a ramjet / ramjet /. For example, an aerospace aircraft equipped with a propulsion system / ДУ /, in which a rocket engine is located in the ramjet channel [1] However, the presence of a central body in the ramjet channel, which in some cases is used to place fuel nozzles on its side surface, limits the possibilities of ramjet [2]
There are other technical solutions in which the expansion of the ramjet capabilities is solved, for example, by making the ramjet two-pronged and, as it approaches the hypersonic speed, the first group is reset / US Patent No. 4338783 of 07/13/82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, NKI 60/225 /. A single use of the first group increases the cost of remote control during mass flights of aircraft.

Известна силовая установка гиперзвукового самолета, которая по максимальному количеству сходных признаков, принимается за прототип [3]
Известная силовая установка содержит отдельные узлы прямоточного, ракетного и газотурбинного двигателей и обеспечивает тягу от старта до скорости, соответствующей М 8. Основой двигателя является прямоточный канал с входными устройствами и группой малых ракетных сопел, расположенных в проточной части и убирающихся при скоростях M 6. При более высокой скорости вход в компрессор закрывается, а пилон с малыми ракетными соплами втягивается, освобождая проходное сечение прямоточного канала. Комбинированный двигатель работает как чисто прямоточный.A known power plant of a hypersonic aircraft, which by the maximum number of similar features is taken as a prototype [3]
The known power plant contains separate units of ramjet, rocket and gas turbine engines and provides traction from the start to a speed corresponding to M 8. The basis of the engine is a ramjet with input devices and a group of small rocket nozzles located in the flow part and retractable at speeds of M 6. When at a higher speed, the compressor inlet closes, and the pylon with small rocket nozzles retracts, freeing the passage section of the direct-flow channel. The combined engine works as a straight-through engine.

В рассмотренном двигателе недостатками являются:
Наличие двух самостоятельных проточных контуров /компрессорный и прямоточный/, что утяжеляет конструкцию двигателя;
ограничение по скорости /M ≅ 8/;
необходимость использования жидкого кислорода при работе жидкостного ракетного двигателя.In the engine, the disadvantages are:
The presence of two independent flow paths / compressor and direct-flow /, which complicates the design of the engine;
speed limit / M ≅ 8 /;
the need to use liquid oxygen when running a liquid rocket engine.

Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. The technical result that can be obtained by carrying out the invention is to increase the specific impulse of the propulsion system during the flight of aircraft at hypersonic speeds.

Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что, как и прототип, двигательная установка гиперзвукового ЛА содержит воздухозаборник, газодинамический входной диффузор, сопло и прямоточный воздушно-реактивный двигатель /ПВРД/. В канале ПВРД коаксиально и подвижно на пилонах размещен турбореактивный двигатель (ТРД), снабженный механизмом перекрытия прямоточного канала и поясами топливных форсунок на боковой поверхности ТРД. The essence of the proposed technical solution lies in the fact that, like the prototype, the propulsion system of a hypersonic aircraft contains an air intake, a gas-dynamic inlet diffuser, a nozzle and a ramjet / ramjet /. In the ramjet channel, a turbojet engine (turbojet engine) is provided coaxially and movably on the pylons, equipped with a straight-through channel overlap mechanism and fuel injector belts on the side surface of the turbojet engine.

В отличие от прототипа в заявляемом техническом решении воздухозаборник снабжен ионизаторами. Между диффузором и ТРД в канале двигательной установки на взаимноперпендикулярных сторонах стенок канала расположены магниты и электроды, образующие магнитогазодинамический /МГД/ канал, за которым следует пилонный блок с системой подачи топлива. В нижней стенке ТРД размещены электроды. Ответные им электроды расположены соответственно на нижней стенке прямоточного канала. На перпендикулярно расположенных стенках канала размещены магниты. При определенном режиме работы они образуют МГД-ускоритель. В стенке прямоточного канала над ТРД выполнен отсек для него, который герметично закрыт створками. Створки снабжены окнами, через которые проходят пилоны, или электроды ТРД, обжатые герметичными задвижками. In contrast to the prototype in the claimed technical solution, the air intake is equipped with ionizers. Between the diffuser and the turbojet engine in the channel of the propulsion system on the mutually perpendicular sides of the channel walls there are magnets and electrodes forming a magnetogasdynamic / MHD / channel, followed by a pylon block with a fuel supply system. Electrodes are placed in the lower wall of the turbojet engine. The electrodes corresponding to them are located respectively on the lower wall of the direct-flow channel. Magnets are placed on the perpendicularly located walls of the channel. Under a certain operating mode, they form an MHD accelerator. In the wall of the direct-flow channel above the turbojet engine there is a compartment for it, which is hermetically closed by sashes. The flaps are equipped with windows through which the pylons, or turbojet electrodes, are compressed by tight valves.

Совокупность существенных признаков заявляемого изобретения обеспечивает достижение технического результата, который заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. Ионизаторы, которыми снабжен воздухозаборник, обеспечивают дополнительную ионизацию воздушного потока. В магнитогазодинамическом канале (генераторе) и на пилонном блоке происходит торможение этого воздушного потока. Наличие пилонного блока, кроме того, обеспечивает не только полноту сгорания, но и полную рекомбинацию частиц истекающего из сопла потока. Магнитогазодинамическое воздействие на поток в тракте гиперзвукового ПВРД приводит:
к уменьшению неравномерности поля скоростей;
повышению давления перед входом в камеру сгорания;
снижению местного числа М в зоне горения;
уменьшаются потери, связанные с неравномерностью потока при истечении газа из сопла.The set of essential features of the claimed invention ensures the achievement of a technical result, which consists in increasing the specific impulse of the propulsion system during flight of aircraft at hypersonic speeds. The ionizers that the air intake is equipped with provide additional ionization of the air flow. In the magnetogasdynamic channel (generator) and on the pylon block, this air flow is decelerated. The presence of the pylon block, in addition, provides not only complete combustion, but also the complete recombination of particles flowing from the nozzle stream. Magnetogasdynamic effect on the flow in the path of hypersonic ramjet leads:
to reduce the unevenness of the velocity field;
increase in pressure before entering the combustion chamber;
a decrease in the local number M in the combustion zone;
The losses associated with uneven flow during gas outflow from the nozzle are reduced.

Совокупность заявленных признаков обеспечивает улучшение экономических показателей ДУ, в том числе и удельный импульс. The totality of the claimed features provides an improvement in the economic indicators of remote control, including specific impulse.

на фиг. 1 изображена схема взаимного расположения элементов заявляемого ДУ; на фиг. 2 расположение ТРД в канале ПВРД заявляемого ДУ при открытых створках; на фиг. 3 увеличено створки с окнами и задвижками. in FIG. 1 shows a diagram of the mutual arrangement of the elements of the claimed remote control; in FIG. 2 the location of the turbojet engine in the ramjet channel of the claimed remote control with open wings; in FIG. 3 enlarged casement with windows and gate valves.

Двигательная установка гиперзвукового ЛА (фиг. 1) содержит воздухозаборник 1, газодинамический входной диффузор 2, сопло 3. В канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя 4 размещен коаксиально и подвижно на пилонах 5 турбореактивный двигатель 6, снабженный механизмом перекрытия 7 прямоточного канала. На боковой поверхности ТРД 6 расположены пояса топливных форсунок 8. Воздухозаборник 1 снабжен ионизаторами 9. На стенках канала двигательной установки за диффузором 2 расположены взаимно перпендикулярно магниты 10 и электроды 11. Они образуют магнитогазодинамический канал, который при определенном режиме работы ДУ может выполнять функцию генератора (МГД-генератор). Далее расположен пилонный блок 12 с системой подачи топлива. Это увеличивает длину прямоточного канала. На участке прямоточного канала за пилонным блоком 12 расположены на противоположных стенках магниты 13, а на нижней стенке канала электроды 14. Ответные им электроды 14 размещены соответственно на нижней стенке турбореактивного двигателя 6. В прямоточном канале над ТРЛ 6 выполнен отсек 15 для него, который герметично закрыт створками 16. Створки снабжены окнами 17, через которые проходят пилоны 5 или электроды 14 ТРД, обжатые герметичными задвижками 18. Работу двигателей установки целесообразно рассмотреть на различных режимах полета летательного аппарата:
1 режим: M ≈ 0 3;
2 режим: М ≈ 3 6;
3 режим: М ≈ 6 12 и более;
4 режим: M > 0,8
5 режим: М ≈ 0,8 0.The propulsion system of a hypersonic aircraft (Fig. 1) contains an air intake 1, a gas-dynamic inlet diffuser 2, a nozzle 3. A turbojet engine 6, coaxially and movably mounted on pylons 5, is equipped with a blocking mechanism 7 of the direct-flow channel in the channel of the ramjet engine 4. On the side surface of the turbofan engine 6 there are belts of fuel nozzles 8. The air intake 1 is equipped with ionizers 9. On the walls of the channel of the propulsion system behind the diffuser 2 are magnets 10 and electrodes 11 mutually perpendicular. They form a magnetogasdynamic channel, which, under a certain operating mode, can act as a generator ( MHD generator). Next is the pylon block 12 with a fuel supply system. This increases the length of the direct-flow channel. In the section of the direct-flow channel, behind the pylon block 12, magnets 13 are located on opposite walls, and the electrodes 14 are located on the lower wall of the channel. The electrodes 14, respectively, are located on the lower wall of the turbojet engine 6. In the direct-flow channel above TRL 6, a compartment 15 is made for it, which is hermetically sealed closed by the flaps 16. The flaps are provided with windows 17 through which the pylons 5 or the electrodes 14 of the turbojet engine pass through, which are compressed by hermetic valves 18. It is advisable to consider the operation of the unit’s engines at different flight modes of the aircraft apparatus:
1 mode: M ≈ 0 3;
2 mode: M ≈ 3 6;
3 mode: M ≈ 6 12 or more;
4 mode: M> 0.8
5 mode: M ≈ 0.8 0.

1 режим. В исходном состоянии ТРД 6 зафиксирован пилонами 5 и механизмом перемещения в канале ПВРД 4. При этом пилоны 5 обжаты герметичными задвижками 18. Механизм перекрытия 7 закрывает канал ПВРД. Запускается ТРД 6. Набегающий поток воздухозаборником 1 через диффузор 2 направляется на вход ТРД 6. Подача топлива осуществляется по магистралям, которыми снабжены пилоны 5. С помощью ТРД 6 летательный аппарат разгоняется до сверхзвуковой скорости (М ≈ 3), при которой возможна работа ПВРД 4, т. е. происходит переход на второй режим работы. 1 mode. In the initial state, the turbojet engine 6 is fixed by the pylons 5 and the movement mechanism in the ramjet channel 4. At the same time, the pylons 5 are compressed by sealed valves 18. The shutoff mechanism 7 closes the ramjet channel. The turbojet engine is started 6. The incoming flow through the air inlet 1 through the diffuser 2 is directed to the inlet of the turbojet engine 6. Fuel is supplied through the mains with which the pylons are equipped 5. Using the turbojet engine 6, the aircraft accelerates to a supersonic speed (M ≈ 3), at which ramjet operation 4 is possible , i.e., there is a transition to the second mode of operation.

2 режим. Механизм перекрытия 7 прямоточного канала закрывает ТРД 6 и открывает проход воздуха по каналам ПВРД 4. При этом топливо, проходя по магистралям пилонов 5, впрыскивается в канал ПВРД 4 форсунками 8. Скорость увеличивается и достигает величины, соответствующей M ≈ 6, т. е. гиперзвуковой скорости. 2 mode. The direct-flow channel shutoff mechanism 7 closes the turbofan engine 6 and opens the air passage through the ramjet channels 4. At the same time, fuel passing through the pylon lines 5 is injected into the ramjet channel 4 by nozzles 8. The speed increases and reaches a value corresponding to M ≈ 6, i.e. hypersonic speed.

3 режим. Прекращается подача топлива через форсунки 8. Створки 16 открываются и механизмом перемещения и фиксации ТРД 6 переводится в нерабочее положение путем втягивания его из канала ПВРД в специальный отсек 15. Створки 16 закрывают канал ПВРД. В окнах 17, через которые проходили пилоны 5, задвижками 18 обжимаются электроды 14, расположенные на корпусе ТРД 6. Таким образом участок канала ПВРД 4, где находился ТРД 6, преобразуется в МГД-ускоритель. ПВРД 4 переходит в режим работы гиперзвукового ПВРД, при котором топливо подается в ПВРД 4 через пилонный блок 12. По мере роста скорости и высоты полета создаются условия для ионизации набегающего потока ионизаторами 9, расположенными на воздухозаборнике 1. Частично заторможенный диффузором 2 ионизированный поток в дальнейшем затормаживается в МГД-канале, образованном магнитами 10 и электродами 11. Для увеличения скорости при необходимости может подключаться в работу МГД-ускоритель из магнитов 13 и электродов 14, расположенных на участке канала ПВРД 4, освобожденном от ТРД 6. Скорость достигает крейсерской величины, например М 12. Поток истекает через сопло 3. 3 mode. The fuel supply through the nozzles is stopped 8. The valves 16 open and the movement and fixation mechanism of the turbojet engine 6 is put into an inoperative position by pulling it from the ramjet channel into a special compartment 15. The flaps 16 close the ramjet channel. In the windows 17 through which the pylons 5 passed, the electrodes 14 located on the turbofan engine housing 6 are crimped by the valves 18. Thus, the section of the ramjet channel 4, where the turbofan engine 6 was located, is converted into an MHD accelerator. The ramjet 4 switches to the hypersonic ramjet operation mode, in which the fuel is supplied to the ramjet 4 through the pylon block 12. As the speed and altitude increase, conditions are created for the ionization of the incident flow by the ionizers 9 located on the air intake 1. The ionized flow which is partially inhibited by the diffuser 2 is hereinafter it is braked in the MHD channel formed by magnets 10 and electrodes 11. To increase the speed, if necessary, an MHD accelerator of magnets 13 and electrodes 14 located on the channel can be connected to work la ramjet 4, freed from turbojet engine 6. The speed reaches a cruising value, for example M 12. The flow expires through the nozzle 3.

4 режим. Режим планирования с малой тягой, который заканчивается при М 6 4 и переходит режим планирования с выключенным ПВРД 4. Гашение скорости происходит за счет аэродинамического торможения корпусом. Полет с выключенной двигательной установкой продолжается до скорости, соответствующей M ≈ 0,8, т. е. до звуковой скорости полета. 4 mode. The low-thrust planning mode, which ends at M 6 4 and switches over to the planning mode with the ramjet OFF, 4. The speed is suppressed due to aerodynamic braking by the hull. Flight with the engine turned off continues to a speed corresponding to M ≈ 0.8, i.e., to sound speed.

5 режим. Для обеспечения маневра на этапе посадки ТРД 6 переводится в рабочее положение: открываются створки 16 и ТРД 6 механизмом перемещается из отсека 15 переводится в канал ПВРД 4 в рабочее положение. Отсек 15 герметически перекрывается створками 16, задвижки 18 геометрически обжимают пилоны 5. Механизм перекрытия 7 перекрывает канал ПВРД 4. ТРД 6 включается в работу с последующим его выключением после посадки. 5 mode. To ensure maneuver at the landing stage, the turbojet engine 6 is put into working position: the shutters 16 are opened and the turbojet engine 6 is moved by the mechanism from compartment 15 to the ramjet channel 4 in the working position. The compartment 15 is hermetically closed by the shutters 16, the valves 18 geometrically compress the pylons 5. The shutoff mechanism 7 blocks the ramjet channel 4. The turbojet engine 6 is switched on and then turned off after landing.

Таким образом, использование дополнительно ионизированного воздушного потока, ТРД 6 в сочетании с ПВРД 4 и МГД-ускорителем позволяет увеличить удельный импульс двигательной установки на 100 с и более. Это обеспечивает достижение необходимых гиперзвуковых скоростей полета. Thus, the use of additionally ionized air flow, turbojet engine 6 in combination with ramjet 4 and MHD accelerator allows to increase the specific impulse of the propulsion system by 100 s or more. This ensures the achievement of the necessary hypersonic flight speeds.

Claims

A propulsion system for a hypersonic aircraft containing an air intake, a gas-dynamic inlet diffuser, a nozzle, a ramjet engine with a turbojet engine located in its channel on the pylons located coaxially and movably, equipped with a direct-flow channel closing mechanism and nozzle belts located on its side surface, characterized in that the air intake is equipped with ionizers, and in the channel of the propulsion system behind the diffuser on mutually perpendicular sides On the direct-flow channel there are magnets and electrodes forming a magnetogasdynamic channel, and then a pylon block with a fuel supply system, behind which there are magnets on the walls of the direct-flow channel, and on the mutually perpendicular walls electrodes corresponding to the electrodes placed on the lower wall of the turbojet engine, above which a direct-flow channel has a compartment closed by sealed airtight flaps equipped with windows with airtight valves.