RU2211358C1 - Acceleration engine installation - Google Patents
Acceleration engine installation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2211358C1 RU2211358C1 RU2002111942A RU2002111942A RU2211358C1 RU 2211358 C1 RU2211358 C1 RU 2211358C1 RU 2002111942 A RU2002111942 A RU 2002111942A RU 2002111942 A RU2002111942 A RU 2002111942A RU 2211358 C1 RU2211358 C1 RU 2211358C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rdu
- ramjet
- nozzle
- aircraft
- channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании разгонной двигательной установки (РДУ), размещенной внутри свободных объемов прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) летательного аппарата (ЛА) и предназначенной для разгона ЛА до скорости, обеспечивающей надежный запуск ПВРД. The invention relates to rocket technology and can be used to create an accelerating propulsion system (RDU), located inside the free volumes of a ramjet engine (LA) of an aircraft (LA) and designed to accelerate the aircraft to a speed that ensures reliable launch of the ramjet.
Известно [патент РФ 2117907] , что существенное улучшение габаритно-массовых характеристик ЛА с ПВРД, снабженного РДУ, достигается за счет размещения РДУ в канале ПВРД. It is known [RF patent 2117907] that a significant improvement in the overall mass characteristics of an aircraft with ramjet equipped with RDU is achieved by placing the RDU in the ramjet channel.
В процессе эксплуатации ЛА (хранения, полета на подвеске под самолетом-носителем ЛА) требуется герметизация ПВРД ЛА. Герметизация канала ПВРД выполняется:
- РДУ, герметично перекрывающей сопло ПВРД ЛА;
- сбрасываемым носовым обтекателем, герметично закрывающим воздухозаборник ПВРД и отстреливаемым после отделения ЛА с ПВРД от самолета-носителя.During the operation of the aircraft (storage, suspension flight under the aircraft carrier aircraft), the ram ramjet sealing is required. The ramjet channel sealing is carried out:
- RDU, hermetically shutting nozzle ramjet aircraft;
- resettable nose fairing, hermetically closing the ramjet air intake and fired after separation of the aircraft with ramjet from the carrier aircraft.
С целью исключения в процессе эксплуатации ЛА повышения влажности в загерметизированных объемах ПВРД на заводе-изготовителе ЛА производится консервационный наддув указанных объемов осушенными газами. ЛА находится наддутым консервационной атмосферой (избыточное давление 0,1-1,5 кГс/см2) в течение всего срока эксплуатации ЛА (несколько лет).In order to exclude during the operation of the aircraft an increase in humidity in the sealed ramjet volumes, the manufacturer manufactures the aircraft with preservation pressurization of the indicated volumes with dried gases. The aircraft is inflated with a preservation atmosphere (overpressure 0.1-1.5 kG / cm 2 ) for the entire life of the aircraft (several years).
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является твердотопливная разгонная двигательная установка [патент РФ 2175726], предназначенная для размещения внутри ПВРД, снабженная хвостовым обтюрирующим отсеком (ХОО), имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла ПВРД, а корпус РДУ выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника ПВРД. ХОО снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания ПВРД, причем плунжер имеет в передней части окна. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a solid propellant accelerating propulsion system [RF patent 2175726], designed to be placed inside the ramjet, equipped with a tail obturating compartment (XOO), having a diameter equal to the diameter of the nozzle section of the ramjet nozzle, and the RDU case is made cylindrical with a diameter less than or equal to the diameter of the ram air intake duct. XOO is equipped with an aerodynamic skirt or casing made in the form of a plunger located inside the ramjet combustion chamber, the plunger having in front of the window.
Недостатком данной конструкции являются проблемы обеспечения герметизации объемов ПВРД при выполнении элементов РДУ (например, корпуса) из композиционных материалов (КМ). Проблемы заключаются в следующем. При наддуве объемов ПВРД консервационной атмосферой необходимо учитывать недопустимость длительного воздействия избыточного давления на наружную поверхность органопластикового корпуса РДУ, расположенной внутри ПВРД. Любой волокнистый КМ (органопластик) является газопроницаемым. При этом газ консервационной атмосферы, прошедший через органопластик, воздействует на низлежащие слои (резину теплозащитных покрытий), характеризующиеся существенно меньшей степенью газопроницаемости. В случае, если давление внутри РДУ меньше давления консервационного наддува ПВРД, внутри которого находится РДУ, перепад давлений стремится оторвать слои теплозащитной резины от газопроницаемой силовой оболочки корпуса РДУ. В условиях постоянного длительного (несколько лет) воздействия на клеевые слои и наличия неизбежных локальных расслоений и концентраторов напряжений проблематично гарантировать на весь период эксплуатации повсеместное превышение величины межслоевой адгезии над отрывающей нагрузкой. Накопление расслоений корпуса РДУ может привести к потере его работоспособности. Решить указанную проблему нанесением покрытий на наружную поверхность корпуса РДУ не представляется возможным по следующим причинам:
- отдельные элементы корпуса РДУ (торцы, отверстия под штифты штифто-шпилечных соединений, локально устанавливаемые башмаки и т.д.) недоступны для надежного нанесения покрытия, а локальная потеря герметичности приводит к появлению отрывной нагрузки по всей межслоевой поверхности;
- существующие габаритно-массовые ограничения не оставляют возможности нанесения надежного наружного покрытия требуемой толщины (до 2-3 мм).The disadvantage of this design is the problem of providing sealing ramjet volumes when performing elements of the RDU (for example, the housing) of composite materials (KM). The problems are as follows. When pressurizing the ramjet volumes with a preservation atmosphere, it is necessary to take into account the inadmissibility of prolonged exposure to excessive pressure on the outer surface of the organoplastic housing of the RDU located inside the ramjet. Any fibrous CM (organoplastics) is gas permeable. At the same time, the gas of the preservation atmosphere that has passed through the organoplastics acts on the underlying layers (heat-insulating rubber), which are characterized by a significantly lower degree of gas permeability. If the pressure inside the RDU is less than the pressure of the preservation boost of the ramjet, inside which the RDU is located, the differential pressure tends to tear the layers of heat-protective rubber from the gas-permeable power shell of the RDU case. Under the conditions of constant long-term (several years) exposure to the adhesive layers and the presence of inevitable local delamination and stress concentrators, it is problematic to guarantee the widespread exceedance of interlayer adhesion over the breaking load for the entire period of operation. The accumulation of bundles of the RDU case can lead to the loss of its operability. It is not possible to solve this problem by coating the outer surface of the RDU case for the following reasons:
- individual elements of the RDU case (ends, holes for pins of pin-pin joints, locally mounted shoes, etc.) are not available for reliable coating, and local loss of tightness leads to the appearance of a tear load across the entire interlayer surface;
- the existing overall mass limitations do not leave the possibility of applying a reliable outer coating of the required thickness (up to 2-3 mm).
Отказ от консервационного наддува ПВРД (если бы он был возможен с точки зрения работоспособности ЛА) проблему не решает, т.к. при длительной эксплуатации герметичного ЛА на корпусе РДУ может возникнуть отрицательный перепад давлений. Появление такого перепада давлений в условиях переменных давлений и температур окружающего воздуха по высоте полета самолета-носителя ЛА, неравномерного нагрева ЛА обусловлено несбалансированностью фактических степеней негерметичности ПВРД, РДУ со стороны ПВРД, РДУ со стороны окружающей среды, а также по причине неравномерных температурных флуктуации. Refusal from conservation boost of ramjet ramp (if it were possible from the point of view of aircraft performance) does not solve the problem, because during prolonged operation of an airtight aircraft on the RDU case, a negative pressure drop may occur. The appearance of such a pressure drop under conditions of variable pressures and ambient temperatures along the flight altitude of the aircraft carrier aircraft, uneven heating of the aircraft is due to the imbalance in the actual degrees of leakage of ramjet, RDU from ramjet, RDU from the environment, as well as due to uneven temperature fluctuations.
Автономный наддув РДУ до давлений, превышающих давление консервационного наддува ЛА, также решает проблему лишь частично. Газопроницаемость резиновых теплозащитных слоев корпуса РДУ существенно превышает газопроницаемость ПВРД ЛА, выполненного из металла. По этой причине перепад давлений между РДУ и ПВРД через небольшой промежуток времени (от недели до нескольких месяцев) может выравняться. При фиксированной степени негерметичности время спада давления увеличивается при увеличении первоначального давления автономного наддува РДУ. Наддувать полость РДУ давлением, повышенным до давления, сопоставимого с давлением вылета сопловой заглушки РДУ, проблематично. После выравнивания давлений, при дальнейшей эксплуатации ЛА, как уже отмечалось, на корпусе РДУ возможно появление отрицательных перепадов давлений. Autonomous pressurization of the differential pressure regulator to pressures exceeding the pressure of the conservation boost of the aircraft also solves the problem only partially. The gas permeability of the rubber heat-shielding layers of the RDU case is significantly higher than the gas permeability of the ram ramjet made of metal. For this reason, the pressure drop between the RDU and the ramjet after a short period of time (from a week to several months) can equalize. With a fixed degree of leakage, the pressure drop time increases with an increase in the initial pressure of the autonomous boost of the RDU. It is problematic to inflate the RDU cavity with a pressure increased to a pressure comparable to the departure pressure of the nozzle plug of the RDU. After pressure equalization, during the further operation of the aircraft, as already noted, negative pressure drops may appear on the RDU case.
Необходимо подчеркнуть, что в случаях длительного внутреннего наддува корпуса РДУ или в случаях знакопеременных перепадов давлений на корпусе РДУ интенсифицируются миграционные процессы на границе заряд-корпус, негативно влияющие на характеристики и работоспособность заряда РДУ. It must be emphasized that in cases of prolonged internal pressurization of the RDU case or in cases of alternating pressure drops on the RDU case, migration processes at the charge-case interface are intensified, which negatively affect the characteristics and performance of the RDU charge.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы РДУ и повышение ее надежности. The technical task of the present invention is to reduce the mass of the RDU and increase its reliability.
Сущность изобретения заключается в том, что в известной разгонной двигательной установке (РДУ), установленной в герметичном канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) летательного аппарата (ЛА) и снабженной хвостовым обтюрирующим отсеком (ХОО), сопрягаемым с соплом ПВРД, при этом РДУ может содержать связанный с ХОО кожух, имеющий в передней части окна, причем сопло РДУ расположено внутри ХОО, а сопловая заглушка РДУ установлена на срезе ХОО, РДУ снабжена компенсатором перепада давлений, который выполнен в виде клапана автономного наддува, установленного на сопловой заглушке РДУ, или (и) в виде установленного на ХОО штуцера, сообщающего внутреннюю полость РДУ с каналом ПВРД ЛА. Штуцер снабжен гнездом для герметизирующей пробки, при этом в штуцере выполнен продольный канал. Продольный канал штуцера со стороны канала ПВРД может выполняться глухим, снабженным несколькими радиальными отверстиями, равномерно расположенными по окружности. Штуцер может быть снабжен пористой вставкой или экранирующим устройством, которое может состоять из сообщенного с радиальными отверстиями ресивера, пористой вставки, коллектора и дыхательных отверстий. Экранирующее устройство установлено на гнездо для герметизирующей пробки. Кожух снабжен лючком, а герметизирующая пробка снабжена гнездом для переходника, устанавливаемого при автономной эксплуатации РДУ, при этом герметизирующая пробка со штуцером сопрягается посредством правой резьбы, а переходник с герметизирующей пробкой сопрягается посредством левой резьбы. Расстояние от верхнего торца переходника до продольной оси РДУ превышает радиус сопла ПВРД ЛА, причем при автономной эксплуатации РДУ лючок открыт, и на него установлен футляр. The essence of the invention lies in the fact that in a known booster propulsion system (RDU) installed in a sealed channel of a ramjet engine (LA) of the aircraft and equipped with a tail obturating compartment (XOO), mating with a ramjet nozzle, while the RDU may contain a casing associated with the XOO, having in front of the window, the RDU nozzle located inside the XOO, and the nozzle cap of the RDU mounted on the XOO cut, the RDU is equipped with a differential pressure compensator, which is made in the form of a valve many supercharging mounted on the nozzle cap RDU or (and) as a spout mounted on Xoo communicating the interior cavity with a channel RDU ramjet LA. The fitting is equipped with a socket for a sealing plug, while a longitudinal channel is made in the fitting. The longitudinal channel of the nozzle from the side of the ramjet channel can be blind, provided with several radial holes evenly spaced around the circumference. The fitting may be provided with a porous insert or a shielding device, which may consist of a receiver connected to the radial holes, a porous insert, a manifold and breathing holes. The shielding device is mounted on the socket for the sealing plug. The casing is equipped with a hatch, and the sealing plug is equipped with a socket for an adapter installed during autonomous operation of the RDU, while the sealing plug with the fitting is mated using the right thread, and the adapter with the sealing plug is mated using the left thread. The distance from the upper end of the adapter to the longitudinal axis of the RDU exceeds the radius of the ram ram nozzle, and during autonomous operation of the RDU the hatch is open and a case is mounted on it.
Технический результат заключается в обеспечении возможности выполнения элементов РДУ из имеющих минимальную массу КМ и достигается наддувом полости РДУ до давления, имеющего значение не ниже давления консервационного наддува канала ПВРД ЛА. Компенсационный наддув полости РДУ консервационной атмосферой может производится посредством одного из вариантов:
- автономным наддувом внутренней полости РДУ до давления, равного или превышающего давление консервационного наддува канала ПВРД ЛА через клапан автономного наддува, установленный на сопловой заглушке РДУ. В этом случае внутренняя полость РДУ должна быть изолирована от канала ПВРД ЛА;
- газосвязью канала ПВРД ЛА с внутренней полостью РДУ, обеспечивающей разгрузку элементов РДУ за счет равенства давлений.The technical result consists in providing the ability to perform the elements of the RDU from having a minimum mass of KM and is achieved by pressurizing the cavity of the RDU to a pressure that is not lower than the pressure of the conservation boost of the ramjet canal of the aircraft. Compensation pressurization of the RDU cavity with a preservation atmosphere can be made through one of the options:
- autonomous pressurization of the internal cavity of the RDU to a pressure equal to or higher than the pressure of the preservation boost of the ramjet ramjet channel through the autonomous boost valve installed on the nozzle plug of the RDU. In this case, the internal cavity of the RDU should be isolated from the ram ramjet channel;
- gas connection of the ramjet aircraft channel with the internal cavity of the RDU, which ensures the unloading of the elements of the RDU due to the equality of pressure.
Как уже отмечалось, автономный наддув РДУ может решить проблему сохранности корпуса РДУ лишь частично и может рассматриваться в качестве вынужденной меры в тех случаях, когда по каким-либо причинам (например, неудовлетворительная химическая стойкость материалов конструкции ПВРД и РДУ в совместной газовой среде, содержащих газовыделения этих материалов) газосвязь ПВРД с РДУ недопустима. В ряде случаев (на этапе отработки ЛА и РДУ, в случае унификации РДУ под несколько однотипных ЛА) РДУ целесообразно снабжать двумя типами компенсаторов перепада давлений. Такое дублирование возможно с учетом того, что на тех ЛА, где принимается решение в качестве компенсатора использовать клапан автономного наддува РДУ, герметизирующая пробка со штуцера не снимается. Таким образом, РДУ может содержать либо штуцер, либо клапан автономного наддува РДУ, либо одновременно оба указанных элемента с возможностью задействования одного из них и незадействования другого. As already noted, autonomous pressurization of the RDU can only partially solve the problem of the safety of the RDU case and can be considered as a necessary measure in cases where for some reason (for example, poor chemical resistance of the ramjet and RDU materials in a joint gas medium containing gas of these materials) ramjet gas communication with RDU is unacceptable. In some cases (at the stage of testing the aircraft and the differential pressure regulator, in the case of unification of the differential pressure regulator for several aircraft of the same type), it is advisable to equip the differential pressure compensator with two types of differential pressure compensators. Such duplication is possible taking into account the fact that on those aircraft where it is decided to use the RDU autonomous boost valve as a compensator, the sealing plug is not removed from the fitting. Thus, the RDU can contain either a fitting or an autonomous boost valve of the RDU, or both of these elements at the same time with the possibility of engaging one of them and not engaging the other.
В процессе автономных хранения и эксплуатации РДУ штуцер закрыт герметизирующей пробкой. Соответственно внутренняя полость РДУ является герметичной. Перед установкой РДУ в ЛА с ПВРД герметизирующая пробка со штуцера снимается (данная работа проводится в специальном помещении, обеспечивающем регламентированные характеристики и влажность окружающего воздуха). Ввиду того, что канал ПВРД ЛА и внутренняя полость РДУ сообщаются через открытый штуцер, в процессе наддува объемов ПВРД ЛА консервационной атмосферой, избыточное давление на корпус РДУ практически отсутствует. Герметизация внутренней полости РДУ при ее эксплуатации в составе ЛА с ПВРД обеспечивается герметичностью полости ПВРД ЛА. После отделения ЛА от самолета-носителя производится отстрел сбрасываемого носового обтекателя, следствием чего является разгерметизация воздухозаборника ПВРД ЛА. Давление в объеме ПВРД может несколько увеличиться благодаря скоростному напору воздуха, соответствующему дозвуковой скорости полета ЛА. In the process of autonomous storage and operation of the RDU, the nozzle is closed with a sealing plug. Accordingly, the internal cavity of the RDU is sealed. Before installing the RDU in an aircraft with ramjet, the sealing plug is removed from the fitting (this work is carried out in a special room that provides regulated characteristics and ambient humidity). Due to the fact that the ramjet channel of the aircraft and the internal cavity of the taxiway are communicated through an open fitting, in the process of pressurizing the volumes of the ramjet of the aircraft with a preservation atmosphere, there is practically no excess pressure on the body of the taxiway. The sealing of the internal cavity of the RDU during its operation as part of an aircraft with ramjet ramjet is ensured by the tightness of the ramjet cavity. After separation of the aircraft from the carrier aircraft, the discharged nose fairing is fired, resulting in depressurization of the air intake of the ram ramjet. The pressure in the ramjet volume may increase somewhat due to the high-pressure air pressure corresponding to the subsonic speed of the aircraft.
При запуске РДУ давление в ее внутренней полости начинает возрастать. Пока не произошел вылет сопловой заглушки РДУ (соответствующий давлению 2-15 кГс/см2) наблюдается кратковременное перетекание газа из внутренней полости РДУ в объем ПВРД ЛА. После сброса сопловой заглушки направление течения газа через штуцер меняется на противоположное по причине падения давления в полости ХОО до давления на срезе сопла РДУ и вследствие эжекции ниже. Давление в объеме ПВРД по мере работы РДУ (разгона ЛА) растет в соответствии с ростом давления скоростного напора окружающего воздуха.When starting the RDU, the pressure in its internal cavity begins to increase. Until the nozzle plug of the RDU (corresponding to a pressure of 2-15 kGf / cm 2 ) took off, there was a short-term flow of gas from the internal cavity of the RDU into the volume of the ram ramjet. After the nozzle plug is reset, the direction of gas flow through the nozzle changes to the opposite direction due to the pressure drop in the XO cavity to the pressure at the nozzle exit of the RDU nozzle and due to ejection below. The pressure in the volume of the ramjet as the RDU (acceleration of the aircraft) increases in accordance with the increase in the pressure of the high-speed pressure of the surrounding air.
Оценим тепловое воздействие на элементы конструкции ПВРД процесса запуска РДУ. При запуске РДУ наблюдается адиабатное сжатие холодного газа, находящегося в свободном объеме РДУ. Сжатие приводит к повышению температуры этого газа. Вторым фактором (менее значительным) роста температуры газа является его смешение с продуктами сгорания воспламенительного состава, содержание которых в объеме ХОО к моменту вылета сопловой заглушки не превышает 5%. По расчетным оценкам температура газа в объеме ХОО на момент вылета сопловой заглушки не превышает 700 К. Тепловое воздействие на ПВРД обусловлено перетеканием через штуцер газа с указанной температурой из объема ХОО (из полости РДУ) в объем ПВРД во время запуска РДУ, т.е. до момента вылета сопловой заглушки. Время вылета сопловой заглушки после запуска РДУ не превышает 0,01 в секунду. Расход нагретого газа за это время составляет
где μА - коэффициент расхода;
R - газовая постоянная;
Т = 2000-500 К - температура газа, проходящего через штуцер;
Р = 7,5 кГс/см2 - давление вылета сопловой заглушки;
F = 7 мм2 - проходная площадь штуцера. Соответственно суммарная масса прошедшего в объем ПВРД нагретого газа не превышает 0,04 грамма. Количество тепла, содержащегося в такой массе газа, недостаточно для недопустимого теплового воздействия на элементы конструкции ПВРД.Let us evaluate the thermal effect on the ramjet design elements of the RDU launch process. At the start of the RDU, adiabatic compression of the cold gas in the free volume of the RDU is observed. Compression increases the temperature of this gas. The second (less significant) increase in the temperature of the gas is its mixing with ignition products of combustion, the content of which in the volume of OW by the time the nozzle plug leaves the chamber does not exceed 5%. According to estimates, the temperature of the gas in the volume of the chemical fluid at the time of the nozzle plug departure does not exceed 700 K. until the nozzle plug departs. The departure time of the nozzle plug after starting the RDU does not exceed 0.01 per second. The consumption of heated gas during this time is
where μA is the flow coefficient;
R is the gas constant;
T = 2000-500 K is the temperature of the gas passing through the nozzle;
P = 7.5 kgf / cm 2 - the pressure of the nozzle plug;
F = 7 mm 2 - passage area of the nozzle. Accordingly, the total mass of heated gas passed into the ramjet volume does not exceed 0.04 grams. The amount of heat contained in such a mass of gas is not enough for unacceptable thermal effects on the ramjet design elements.
Уровень спада давления в канале ПВРД, обусловленный истечением воздуха через дренажный штуцер из объема ПВРД при работе РДУ, можно оценить зависимостью:
где Р - давление в канале ПВРД;
τ - время работы РДУ;
V - суммарный объем свободных полостей ПВРД.The level of pressure drop in the ramjet channel, due to the outflow of air through the drain fitting from the ramjet volume during the operation of the differential pressure regulator, can be estimated by the dependence:
where P is the pressure in the ramjet channel;
τ is the operating time of the RDU;
V is the total volume of free ramjet cavities.
Таким образом, утечки воздуха из объема ПВРД через штуцер не приводят к существенному падению давления в этом объеме (0,01 кГс/см2 максимум), а значит не ухудшают условия выброса отработавшей РДУ из канала ПВРД (давление воздуха в объеме ПВРД, воздействуя на РДУ, создает движущую силу, обеспечивающую ее выброс).Thus, air leaks from the ramjet volume through the nozzle do not lead to a significant pressure drop in this volume (0.01 kG / cm 2 maximum), and therefore do not worsen the conditions for the exhaust of the RDO from the ramjet channel (air pressure in the ramjet volume, acting on RDU, creates a driving force to ensure its release).
Для исключения вопросов появления возмущающей реактивной силы при течении газа через штуцер и для исключения прямого воздействия струи на кожух РДУ и элементы ПВРД продольный канал штуцера со стороны канала ПВРД может выполняться глухим, снабженным несколькими радиальными отверстиями, равномерно расположенными по окружности. To exclude the appearance of disturbing reactive forces during gas flow through the nozzle and to exclude direct effects of the jet on the RDU casing and the ramjet elements, the longitudinal channel of the nozzle from the ramjet channel side can be blind, equipped with several radial holes uniformly located around the circumference.
Как было показано, количество тепла, содержащегося в массе газа, прошедшего при запуске РДУ в объем ПВРД к моменту вылета сопловой заглушки, недостаточно для недопустимого теплового воздействия на элементы конструкции ПВРД. В случае, если перед запуском РДУ в объем ПВРД начинает поступать жидкое горючее (что может потребоваться для насыщения к моменту запуска ПВРД его свободных объемов парами горючего для обеспечения надежного запуска ПВРД сразу после выброса отработавшей РДУ из канала ПВРД), необходимы мероприятия, исключающие возможность преждевременной вспышки паров горючего от тепла, содержащегося в массе газа, прошедшего при запуске РДУ в объем ПВРД к моменту вылета сопловой заглушки РДУ. Снижение теплового воздействия на газовый объем ПВРД достигается тем, что штуцер снабжен пористой вставкой или экранирующим устройством, которое может состоять из сообщенного с радиальными отверстиями ресивера, пористой вставки, коллектора и дыхательных отверстий. При этом пористая вставка, являясь газопроницаемой, обеспечивает равенство давлений в ПВРД и РДУ в процессе эксплуатации ЛА. В процессе запуска РДУ в ресивере происходит смешение находящегося в нем холодного газа с нагретым газом, выходящим из РДУ, пористая вставка отбирает тепло от проходящего через нее газа, а также дросселирует (уменьшает расход) газовый поток. Из дыхательных отверстий истекает практически холодный газ, смешение которого с парами горючего в объеме ПВРД безопасно. As was shown, the amount of heat contained in the mass of gas that passed when the RDU was launched into the ramjet by the time the nozzle plug took off was not enough for unacceptable thermal effects on the ramjet design elements. In the event that liquid fuel starts to enter the ramjet before the RDU starts (which may be required to saturate the empty volumes of the vapor with fuel vapor by the moment the ramjet is launched to ensure reliable ramjet launch immediately after the spent RDU is ejected from the ramjet channel), measures are required to exclude the possibility of premature flashes of fuel vapor from the heat contained in the mass of gas that passed during the start of the RDU into the ramjet by the time the nozzle plug of the RDU leaves. Reducing the thermal effect on the gas volume of the ramjet is achieved by the fact that the fitting is equipped with a porous insert or a shielding device, which may consist of a receiver, a porous insert, a manifold and breathing openings in communication with the radial holes. At the same time, the porous insert, being gas permeable, ensures equal pressures in the ramjet and RDU during the operation of the aircraft. In the process of starting the RDU in the receiver, the cold gas contained in it mixes with the heated gas leaving the RDU, the porous insert removes heat from the gas passing through it, and also throttles (reduces the flow rate) the gas stream. Almost cold gas flows from the breathing openings, and mixing it with fuel vapor in the ramjet is safe.
Установка экранирующего устройства на гнездо для герметизирующей пробки обеспечивает унификацию по однотипным ЛА с ПВРД, имеющих следующие особенности:
- поступление жидкого горючего в объем ПВРД до запуска РДУ не начинается. В этом варианте экранирующее устройство на штуцер не устанавливается по причине его ненужности;
- поступление жидкого горючего в объем ПВРД начинается перед запуском РДУ. В этом варианте требуется установка экранирующего устройства на штуцер;
- газосвязь между объемами ПВРД и РДУ недопустима (производится автономный наддув РДУ). Со штуцера РДУ в этом варианте герметизирующая пробка не снимается;
экранирующее устройство остается в запасных инструментах и принадлежностях (ЗИПе) РДУ.The installation of a shielding device on the socket for the sealing plug provides unification of the same type of aircraft with ramjet, having the following features:
- the flow of liquid fuel into the ramjet before the start of the RDU does not start. In this embodiment, a shielding device is not installed on the fitting because of its unnecessary;
- the flow of liquid fuel into the ramjet volume begins before the launch of the RDU. This option requires the installation of a shielding device on the fitting;
- gas communication between the ramjet and RDU volumes is unacceptable (autonomous pressurization of the RDU is performed). In this embodiment, the sealing plug is not removed from the RDU union;
the shielding device remains in the spare tools and accessories (ZIP) RDU.
Малая масса конструкции компенсатора перепада давления при его унификации и обеспечении простоты сборки РДУ с ЛА достигается посредством съемного переходника, сопрягаемого с герметизирующей пробкой посредством левой резьбы и проходящего через лючок в кожухе РДУ. Такая схема в условиях отсутствия доступа к штуцеру, закрытому кожухом, позволяет вращением переходника в ту или иную сторону производить монтаж-демонтаж на штуцер либо экранирующего устройства, либо герметизирующей пробки. При установке РДУ в ЛА, если требуется снять герметизирующую пробку, то переходник вращается против часовой стрелки, и из РДУ соответственно извлекается сборка "герметизирующая пробка-переходник". Если же требуется снять только переходник, оставив герметизирующую пробку на месте, переходник вращается по часовой стрелке. Соответственным образом посредством переходника можно устанавливать на штуцер либо экранирующее устройство, либо вернуть на место герметизирующую пробку. The small weight of the differential pressure compensator design, when unified and ensuring ease of assembly of the RDU with the aircraft, is achieved by means of a removable adapter, mating with the sealing plug through the left thread and passing through the hatch in the RDU casing. Such a scheme, in the absence of access to the fitting closed by the casing, allows the adapter to be mounted in one direction or another to mount and disassemble either the shielding device or the sealing plug. When installing the RDU in the aircraft, if it is necessary to remove the sealing plug, the adapter rotates counterclockwise, and the assembly "sealing plug-adapter" is removed from the RDU accordingly. If you want to remove only the adapter, leaving the sealing plug in place, the adapter rotates clockwise. Accordingly, by means of an adapter, either a shielding device can be installed on the fitting, or the sealing plug can be replaced.
Гарантией того, что в ПВРД не будет установлена неподготовленная РДУ (например, с неснятой герметизирующей пробкой), служит превышение расстояния от верхнего торца переходника до продольной оси РДУ над радиусом сопла ПВРД. То есть, если с компенсатором перепада давлений не проведены подготовительные работы, выступающий за пределы кожуха переходник не позволит установить РДУ в ПВРД. Механическая неповреждаемость при этом штуцера и ХОО обеспечивается тем, что при автономной эксплуатации РДУ на открытый лючок кожуха установлен съемный футляр, экранирующий переходник. The guarantee that an unprepared RDU will not be installed in the ramjet (for example, with an unsealed sealing plug) is the excess of the distance from the upper end of the adapter to the longitudinal axis of the RDU over the radius of the ramjet nozzle. That is, if preparatory work has not been carried out with the differential pressure compensator, the adapter protruding outside the casing will not allow the installation of the pressure regulator in the ramjet. In this case, the mechanical integrity of the nozzle and the XOO is ensured by the fact that during autonomous operation of the RDU, a removable case is installed on the open hatch of the casing, which shields the adapter.
Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы. This technical solution is unknown from the patent and technical literature.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг.1 показана принципиальная схема компенсатора перепада давлений в виде продольного разреза хвостовой части РДУ (штриховой линией обозначено положение задней части и сопла ПВРД ЛА, в который должна устанавливаться РДУ);
на фиг. 2 показано состояние штуцера при автономной эксплуатации РДУ (экранирующее устройство и крышка лючка кожуха находятся в ЗИПе);
на фиг. 3 показано состояние штуцера РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором поступление жидкого горючего в объем ПВРД должно начинаться перед запуском РДУ (на штуцер установлено экранирующее устройство);
на фиг. 4 показано состояние штуцера РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором не должно начинаться поступление жидкого горючего в объем ПВРД до запуска РДУ;
на фиг. 5 показано состояние штуцера РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором газосвязь между объемами РДУ и ПВРД недопустима (производится автономный наддув изолированной от объема ПВРД внутренней полости РДУ через клапан автономного наддува).The invention is illustrated by the following graphic material:
figure 1 shows a schematic diagram of a differential pressure compensator in the form of a longitudinal section of the tail of the RDU (the dashed line indicates the position of the rear part and the nozzle of the ramjet aircraft in which the RDU should be installed);
in FIG. 2 shows the state of the nozzle during the autonomous operation of the RDU (the shielding device and the cover of the hatch of the casing are in the spare parts);
in FIG. Figure 3 shows the state of the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which the flow of liquid fuel into the volume of the ramjet should begin before the launch of the RDU (a shielding device is installed on the nozzle);
in FIG. 4 shows the state of the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which the flow of liquid fuel into the ramjet should not begin before the launch of the RDU;
in FIG. 5 shows the state of the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which gas communication between the volumes of the RDU and the ramjet is unacceptable (autonomous pressurization of the internal cavity of the RDU isolated from the volume of the ramjet via the autonomous boost valve is performed).
РДУ предназначена для установки в герметичный канал ПВРД 1 ЛА (см. фиг. 1). Она снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком (ХОО) 2. ХОО 2 РДУ в составе ЛА сопрягается с соплом 3 ПВРД 1 и герметизирует его с заднего торца. Передний торец ПВРД (воздухозаборник) герметизируется сбрасываемым носовым обтекателем (на чертеже не показан). РДУ может содержать кожух 4, закрепленный на ХОО 2. Кожух 4 имеет в передней части окна, сообщающие внутренний объем кожуха с объемом ПВРД 1. Сопло 5 РДУ расположено внутри ХОО 2 РДУ. Сопловая заглушка 6 РДУ установлена на срезе ХОО 2. РДУ снабжена компенсатором перепада давления, исключающим при эксплуатации превышение давления в объеме ПВРД 1 над давлением в РДУ. Компенсатор может быть выполнен в виде клапана автономного наддува 7, установленного на сопловой заглушке 6, или (и) в виде установленного на ХОО 2 штуцера 8. Штуцер 8 обеспечивает газосвязь между объемами РДУ и ПВРД 1. При автономной эксплуатации РДУ (т.е. до ее установки в ПВРД 1) штуцер 8 закрыт герметизирующей пробкой 9. RDU is intended for installation in a sealed channel ramjet 1 LA (see. Fig. 1). It is equipped with a tail obturating compartment (COO) 2.
В штуцере 8 со стороны полости РДУ выполнен продольный канал 10 (см. фиг. 2). Продольный канал 10 штуцера 8 со стороны канала ПВРД 1 может выполняться глухим, снабженным несколькими радиальными отверстиями 11, равномерно расположенными по окружности. Штуцер 8 снабжен гнездом 12 для установки герметизирующей пробки 9. В гнезде 12 выполнена правая резьба 13, по которой герметизирующая пробка 9 сопрягается со штуцером 8. При автономной эксплуатации РДУ на герметизирующую пробку 9 посредством левой резьбы 14 установлен переходник 15. Переходник 15 проходит через открытый лючок 16, выполненный в кожухе 4. На открытый лючок 16 установлен футляр 17. A
Состояние штуцера РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором поступление жидкого горючего в объем ПВРД должно начинаться перед запуском РДУ. The state of the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which the flow of liquid fuel into the ramjet should begin before the launch of the RDU.
На гнездо 12 посредством правой резьбы 13 установлено экранирующее устройство 18 (см. фиг. 3). Экранирующее устройство 18 содержит ресивер 19, сообщающийся с радиальными отверстиями 11 штуцера 8, пористую вставку 20, коллектор 21 и дыхательные отверстия 22. Лючок 16 кожуха 4 закрыт крышкой 23. A shielding
Состояние штуцера РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором не должно начинаться поступление жидкого горючего в объем ПВРД до запуска РДУ, отличается от вышеописанного отсутствием экранирующего устройства 18 (см. фиг. 4). The state of the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which the liquid fuel should not begin to enter the ramjet before the launch of the RDU, differs from the above by the absence of a shielding device 18 (see Fig. 4).
На штуцер РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором газосвязь между объемами РДУ и ПВРД недопустима, установлена герметизирующая пробка 9 (см. фиг. 5). Внутренняя полость РДУ наддута через клапан автономного наддува 7 до давления. превышающего давление консервационного наддува ПВРД 1. At the nozzle of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which gas communication between the volumes of the RDU and the ramjet is unacceptable, a sealing
Устройство работает следующим образом. В процессе автономной эксплуатации РДУ штуцер 8 закрыт герметизирующей пробкой 9. Соответственно внутренняя полость РДУ является герметичной. Перед установкой РДУ в ЛА с ПВРД 1 производится подготовка РДУ. С лючка 16 снимается футляр 17. Дальнейшая подготовка зависит от особенностей ЛА, в который устанавливается РДУ. The device operates as follows. In the process of autonomous operation of the RDU, the
Подготовка и работа РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором поступление жидкого горючего в объем ПВРД должно начинаться перед запуском РДУ. Preparation and operation of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which the flow of liquid fuel into the ramjet should begin before the launch of the RDU.
Вращением переходника 15 против часовой стрелки со штуцера 8 снимается герметизирующая пробка 9 (данная работа проводится в специальном помещении, обеспечивающем регламентированные характеристики и влажность окружающего воздуха). На штуцер 8 устанавливается экранирующее устройство 18. На лючок 16 устанавливается крышка 23 (см. фиг. 3). РДУ устанавливается в ПВРД 1, который наддувается консервационной атмосферой. Благодаря тому, что штуцер 8 открыт, а пористая вставка является газопроницаемой, обеспечивается равенство давлений в ПВРД 1 и РДУ в процессе эксплуатации ЛА. При пуске ЛА, после его отделения от самолета-носителя, происходит разгерметизация объема ПВРД посредством отстрела сбрасываемого носового обтекателя воздухозаборника. При запуске РДУ давление в ее внутренней полости начинает возрастать. Пока не произошел вылет сопловой заглушки 6 РДУ наблюдается кратковременное перетекание газа из внутренней полости РДУ в объем ПВРД 1 ЛА. В процессе вытеснения нагретого при адиабатном сжатии газа из объема РДУ через штуцер 8 в ресивере 19 происходит смешение находящегося в нем холодного газа с нагретым газом, выходящим из РДУ. Находящаяся далее по ходу газа пористая вставка 20 отбирает тепло от проходящего через нее газа, а также дросселирует (уменьшает расход) газовый поток. Из дыхательных отверстий 22 истекает практически холодный газ, смешение которого с парами горючего в объеме ПВРД 1 безопасно. После сброса сопловой заглушки 6 направление течения газа через штуцер 8 меняется на противоположное по причине падения давления в полости ХОО 2 до давления на срезе сопла 5 РДУ и вследствие эжекции ниже. Давление в объеме ПВРД 1 по мере работы РДУ (разгона ЛА) растет в соответствии с ростом давления скоростного напора окружающего воздуха. Утечки воздуха из объема ПВРД 1 через штуцер 8 не приводят к существенному падению давления в этом объеме (0,01 кГс/см2 максимум), а значит не ухудшают условия выброса отработавшей РДУ из канала ПВРД 1.By rotating the
Подготовка и работа РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором не должно начинаться поступление жидкого горючего в объем ПВРД до запуска РДУ, отличается от вышеописанного отсутствием необходимости установки экранирующего устройства 18 (см. фиг. 4). Газосвязь объемов РДУ и ПВРД 1 обеспечивается непосредственно через радиальные отверстия 11 штуцера 8. The preparation and operation of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which liquid fuel should not begin to enter the ramjet before the launch of the RDU, differs from the above by the absence of the need to install a shielding device 18 (see Fig. 4). Gas communication volumes RDU and ramjet 1 is provided directly through the radial holes 11 of the
Подготовка и работа РДУ, установленной в ПВРД ЛА, в котором газосвязь между объемами РДУ и ПВРД недопустима, производится снятием переходника 15 при его вращении по часовой стрелке (герметизирующая пробка 9 остается на штуцере 8) и установкой крышки 23 на лючок 16 (см. фиг. 5). Внутренняя полость РДУ наддута через клапан автономного наддува 7 до давления, превышающего давление консервационного наддува ПВРД 1. Гарантированная работоспособность элементов РДУ в этом случае сохраняется до момента выравнивания давлений в полостях РДУ и ПВРД 1 в процессе длительной эксплуатации. The preparation and operation of the RDU installed in the ramjet ramjet, in which gas communication between the volumes of the RDU and the ramjet is unacceptable, is done by removing the
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана твердотопливная разгонная двигательная установка [патент РФ 2175726], заключается в уменьшении массы РДУ и повышении ее надежности. The technical and economic efficiency of the invention compared to the prototype, which is selected as a solid propellant accelerating propulsion system [RF patent 2175726], is to reduce the mass of the RDU and increase its reliability.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002111942A RU2211358C1 (en) | 2002-05-06 | 2002-05-06 | Acceleration engine installation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002111942A RU2211358C1 (en) | 2002-05-06 | 2002-05-06 | Acceleration engine installation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2211358C1 true RU2211358C1 (en) | 2003-08-27 |
Family
ID=29246638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002111942A RU2211358C1 (en) | 2002-05-06 | 2002-05-06 | Acceleration engine installation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2211358C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478536C2 (en) * | 2011-06-15 | 2013-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Rocket-propelled vehicle |
-
2002
- 2002-05-06 RU RU2002111942A patent/RU2211358C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478536C2 (en) * | 2011-06-15 | 2013-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Rocket-propelled vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3901028A (en) | Ramjet with integrated rocket boost motor | |
| US4474001A (en) | Cooling system for the electrical generator of a turbofan gas turbine engine | |
| EP0178144B1 (en) | Duct for hot air | |
| US4444085A (en) | Pneumatic launcher system | |
| US7172157B2 (en) | Increasing the performance of aircraft on-board inert gas generating systems by turbocharging | |
| JPS62268800A (en) | Duct device for manufacturing air at high temperature | |
| EP3063066B1 (en) | Method and device for inerting a fuel tank | |
| FR2686943A1 (en) | CLEAN AIR TAKE-OFF ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT TURBO-ENGINE. | |
| US20090206111A1 (en) | Tank having a piston pressurized by hot gas | |
| US3070957A (en) | Liquid separator, vapor-gas injection steering system | |
| US11982233B2 (en) | Combustion chamber with solid fuel | |
| RU2211358C1 (en) | Acceleration engine installation | |
| US2723528A (en) | Auxiliary power package | |
| US11280296B2 (en) | Test method for testing a solid-propellant rocket engine, solid-propellant rocket engine and system for implementing the method | |
| US3038408A (en) | Combination rocket and ram jet power plant | |
| JPS6346248B2 (en) | ||
| CN110219751A (en) | A kind of multiple starting system and starting method of recyclable liquid-propellant rocket engine | |
| US3107489A (en) | Gas turbine engine | |
| US6796530B2 (en) | Method and apparatus for providing pneumatic energy to an ejector | |
| US2924403A (en) | Actuator device | |
| RU2539411C2 (en) | Method for main pipeline section emptying from gas and device for implementing it | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| CN208872535U (en) | A kind of pack boronitriding experimental rig of simulated altitude environment | |
| US2767943A (en) | Air to air refueling of fighter aircraft | |
| US3170288A (en) | Nozzle seal |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200507 |