RU2238420C1 - Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2238420C1 RU2238420C1 RU2003104597A RU2003104597A RU2238420C1 RU 2238420 C1 RU2238420 C1 RU 2238420C1 RU 2003104597 A RU2003104597 A RU 2003104597A RU 2003104597 A RU2003104597 A RU 2003104597A RU 2238420 C1 RU2238420 C1 RU 2238420C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- pylon
- pylons
- combustion chamber
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под углом где Мн - число Маха в набегающем потоке, к продольной оси ГПВРД. Выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя. Боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами. Один из топливных коллекторов сообщается с системой подачи холодного топлива и через форсунки ударно-струйного охлаждения передней кромки пилона с полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона. Другой коллектор сообщается с системой подачи подогретого в системе охлаждения стенок камеры топлива и инжекторами. Изобретение позволяет создать экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с прямоугольной конфигурацией камеры сгорания, обеспечивающей высокую эффективность рабочего процесса, устойчивость горения во всем диапазоне режимов эксплуатации, высокую стабильность и динамику процесса воспламенения. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД) для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).
Серьезным препятствием в разработке реальных ГПВРД является организация эффективного сгорания топлива в сверхзвуковом потоке воздуха внутри камеры сгорания.
Известен ГПВРД осесимметричной конфигурации по патенту США №3974648 от 1976 г. (United Technologies), рассчитанный на диапазон чисел Маха Мп=3-12. Расширение диапазона чисел Маха достигается перемещением наружной обечайки двигателя вдоль оси двигателя. Подача топлива осуществляется со стенки центрального тела через струйные форсунки. Недостатком известного решения является то, что не обеспечивается высокая полнота сгорания топлива при увеличении размеров двигателя до требуемых для реального гиперзвукового летательного аппарата. Кроме этого, необходимость введения в конструкцию двигателя механизма перемещения обечайки закрывает возможность применения такого двигателя в реальном ГЛА.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является двигатель по а.с. №2117807, который содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Проточный тракт камеры сгорания в поперечном сечении имеет прямоугольную форму и изменяемую геометрию верхней стенки вдоль оси двигателя. Такая форма проточного тракта является наиболее предпочтительной с точки зрения компоновки на летательном аппарате в виде многомодульной двигательной установки. Применение в прототипе изменяемой геометрии верхней стенки, на первый взгляд, кажется повышает эффективность двигателя с помощью регулирования продольного профиля камеры сгорания соответственно скорости и высоте полета. Однако значительное усложнение конструкции ГПВРД и введение дополнительных механических систем регулирования сводит к нулю предполагаемое повышение эффективности и существенно увеличивает затраты на доводку двигателя.
Поэтому техническим результатом данного предложения является экспериментальный ГПВРД с прямоугольной конфигурацией камеры сгорания, обеспечивающей высокую эффективность рабочего процесса, устойчивость процесса горения во всем диапазоне режимов эксплуатации, высокую стабильность и динамику процесса воспламенения.
Эта цель достигается тем, что топливная система экспериментального ГПВРД содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонировано под углом стреловидности к продольной оси камеры сгорания, при этом выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя. Боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами, один из которых сообщается с системой подачи холодного топлива и с внутренней полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона, а другой сообщается с системой подачи подогретого в системе охлаждения стенок камеры топлива и с инжекторами.
На фиг.1 изображена боковая проекция экспериментального ГПВРД, на фиг.2 показан вид спереди на экспериментальный ГПВРД, на фиг.3 показано сечение А-А по стенке камеры, на фиг.4 показано сечение Б-Б бокового топливного пилона, на фиг.5 показана схема подвода топлива.
Экспериментальный ГПВРД состоит из воздухозаборника 1, изолятора 2, выравнивающего поток, камеры 3 сгорания, горловины 4 сопла и сопла 5.
В воздухозаборнике 1 смонтирован центральный топливный пилон 6 параллельно боковым стенкам. На боковых стенках камеры 3 сгорания установлены боковые топливные пилоны 7 перпендикулярно плоскости стенки. На нижней стенке камеры сгорания вблизи задней кромки центрального топливного пилона расположен воспламенитель 8. На стенках всех секций установлены датчики давления 9 и датчики температуры 10.
ГПВРД устанавливается на тягоизмерительное (не показано) устройство с помощью силового пилона 11. В камере сгорания устанавливаются металлические вкладыши 12. Штуцер 13 подвода холодного топлива соединен с коллектором 14, который через форсунки 15 ударно-струйного охлаждения соединен с полостью 16 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17, бокового топливного пилона 7. Полость 16 ударно-струйного охлаждения соединена с камерой 3 сгорания каналами 18, которые выполнены на боковой стенке бокового топливного пилона 7. Штуцер 19 подвода подогретого топлива соединен с коллектором 20 подачи топлива в камеру 3 сгорания через инжекторы 21.
Топливный бак 22 соединен с системой охлаждения 23 камеры сгорания 3, которая в свою очередь соединена со штуцером 19, также топливный бак 22 соединен через штуцер 13 с коллектором 14 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17.
В процессе испытания ГПВРД воздух при заданных температуре, давлении и скорости подается в пространственный воздухозаборник 1 экспериментального двигателя. В воздухозаборнике 1 воздух сжимается и направляется в камеру 3 сгорания, где обтекает топливные пилоны 7.
Топливо подается в топливные пилоны через штуцер 13 в коллектор 14 ударно-струйного охлаждения передней кромки 17, куда поступает холодное топливо непосредственно из стендового топливного бака 22, а по другой магистрали через штуцер 19 в топливные инжекторы 21 подается подогретое топливо после системы 23 охлаждения стенок камеры 3 сгорания.
Далее все топливо из полости 16 ударно-струйного охлаждения и инжекторов 21 вводится в воздушный поток, обтекающий пилоны 6 и 7, смешивается с воздухом и сгорает. В камере 3 сгорания повышается давление и температура продуктов сгорания, истекающих через сопло 5 и создающих тягу двигателя, которая передается на тягоизмерительное устройство (не показано) через силовой пилон 11 (см. фиг.1).
В предлагаемом экспериментальном ГПВРД продольный профиль проточного тракта выбран из условия максимальной эффективности полета при числе Маха Мн=10. Учитывая, что рабочий диапазон реального ГПВРД по числам Маха составляет Мн=6-14, были предусмотрены специальные металлические вкладыши 12 (см. фиг.1), с помощью которых можно адаптировать геометрию проточного тракта в соответствии с различными числами Маха полета.
Упомянутые боковые топливные пилоны 7 выполняют функции инжекции топлива в камеру сгорания и стабилизации пламени в зоне обратных токов за задним срезом этих пилонов. В предлагаемом экспериментальном ГПВРД боковые топливные пилоны 7 выполнены съемными. Благодаря этому в процессе испытаний можно изменять число и расположение пилонов, а также проводить сравнительные исследования эффективности различных конструкций пилонов. Эшелонированное расположение топливных пилонов на боковых стенках камеры сгорания связано с необходимостью уменьшения аэродинамического сопротивления камеры и частичного торможения потока газа при сохранении сверхзвуковой скорости потока по всему сечению камеры сгорания. Угол эшелонирования пилонов (на фиг.1 это угол α) выбирается из условия непопадания фронта косого скачка уплотнения от головного пилона на передние кромки следующих пилонов и выражается зависимостью:
где Мн - число Маха в потоке, набегающем на головной пилон.
Так как изменять конфигурацию расположения пилонов в реальном двигателе весьма сложно, то обычно выбирают в качестве расчетного при проектировании режим с максимальной скоростью полета, т.е. с наибольшим значением Мн.
Электровоспламенитель 8 расположен на нижней панели камеры сгорания вблизи заднего торца центрального топливного пилона 6 таким образом, чтобы ось струи из крайнего инжектора центрального пилона пересекалась с осью струи ионизированного газа из воспламенителя вблизи выходного сечения форкамеры воспламенителя. При этом реализуется процесс пламяпереброса от крайнего инжектора центрального пилона на соседние инжекторы того же пилона и далее на боковые пилоны от центра камеры сгорания.
Claims (4)
1. Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами, отличающийся тем, что топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под углом
где Мн - число Маха в набегающем потоке,
к продольной оси ГПВРД, при этом выходные отверстия топливных каналов, проходящих через центральный пилон, расположены у верхних кромок передних боковых пилонов и у воспламенителя.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что боковые пилоны выполнены с двумя топливными коллекторами, один из которых сообщается с системой подачи холодного топлива и с внутренней полостью, ограниченной оболочкой, образующей переднюю кромку пилона, а другой сообщается с системой подачи подогретого в каналах охлаждения стенок камеры сгорания топлива и с инжекторами, причем первый коллектор сообщается с внутренней полостью передней кромки через форсунки ударно-струйного охлаждения.
3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что боковые пилоны выполнены съемными.
4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камере сгорания установлены сменные профилированные вставки для разных типоразмеров ГПВРД.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104597A RU2238420C1 (ru) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104597A RU2238420C1 (ru) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003104597A RU2003104597A (ru) | 2004-09-10 |
RU2238420C1 true RU2238420C1 (ru) | 2004-10-20 |
Family
ID=33537620
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003104597A RU2238420C1 (ru) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2238420C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2544105C1 (ru) * | 2013-10-03 | 2015-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU186094U1 (ru) * | 2018-01-11 | 2018-12-29 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты) |
-
2003
- 2003-02-18 RU RU2003104597A patent/RU2238420C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2544105C1 (ru) * | 2013-10-03 | 2015-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU186094U1 (ru) * | 2018-01-11 | 2018-12-29 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
EP1445465B1 (en) | Combination of core engine with ramjet engine incorporating swirl augmented combustion | |
US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
CN102121870B (zh) | 一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞 | |
US7137255B2 (en) | Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines | |
US7168236B2 (en) | Compact lightweight ramjet engines incorporating swirl augmented combustion with improved performance | |
US4903480A (en) | Hypersonic scramjet engine fuel injector | |
US8539752B2 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
US6820411B2 (en) | Compact, lightweight high-performance lift thruster incorporating swirl-augmented oxidizer/fuel injection, mixing and combustion | |
US7775460B2 (en) | Combustion nozzle fluidic injection assembly | |
US20110302908A1 (en) | Multitube valveless pulse detonation engine | |
CN101975122B (zh) | 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机 | |
RU2717479C1 (ru) | Форсированный двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель | |
US11898757B2 (en) | Rotating detonation propulsion system | |
JP2020522427A (ja) | 膨出部を有するアイソレータを伴うフライトビークルエアエンジン | |
US20200070961A1 (en) | Combustion-powered flow control actuator with heated walls | |
EP1801402A2 (en) | Pulsed combustion fluidic nozzle | |
RU2238420C1 (ru) | Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2315193C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
CN106640421B (zh) | 一种侧排气的脉冲爆震发动机 | |
WO2017158856A1 (ja) | ジェットエンジン、および飛しょう体 | |
CN1318748C (zh) | 一种超燃冲压发动机 | |
US4951463A (en) | Hypersonic scramjet engine fuel injector | |
US10823126B2 (en) | Combustion-powered flow control actuator with external fuel injector | |
RU2003104597A (ru) | Экспериментальный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110219 |