RU2413859C2 - Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом - Google Patents

Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом Download PDF

Info

Publication number
RU2413859C2
RU2413859C2 RU2009115194/06A RU2009115194A RU2413859C2 RU 2413859 C2 RU2413859 C2 RU 2413859C2 RU 2009115194/06 A RU2009115194/06 A RU 2009115194/06A RU 2009115194 A RU2009115194 A RU 2009115194A RU 2413859 C2 RU2413859 C2 RU 2413859C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
dual
engine
ramjet
mode ramjet
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2009115194/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Мелвин Дж. БУЛМЭН (US)
Мелвин Дж. БУЛМЭН
Original Assignee
Аэроджет-Дженерал Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Аэроджет-Дженерал Корпорейшн filed Critical Аэроджет-Дженерал Корпорейшн
Application granted granted Critical
Publication of RU2413859C2 publication Critical patent/RU2413859C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/14—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines with external combustion, e.g. scram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/10—Application in ram-jet engines or ram-jet driven vehicles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Двигатель с комбинированным циклом содержит стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД) и линию питания. Двухрежимный ПВРД имеет множество пилонов, несущих первичные эжекторные двигатели малой тяги, прикрепленные к их задней кромке. Линию питания соединяет стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя с двухрежимным ПВРД так, чтобы обеспечить подачу выпускного воздуха турбокомпрессора к первичным эжекторным двигателям. Стартовый ускоритель и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы создавать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов. Изобретение позволяет повысить тягу. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Это изобретение относится к системе двигателя с комбинированным циклом, которая объединяет турбореактивный или другой двигатель стартового ускорителя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД, DMRJ) для предоставления возможности эффективной работы от взлета до гиперзвуковых скоростей, а более точно, от 0 махов на уровне моря до 5+ махов на большой высоте над уровнем моря.
Традиционный двухрежимный ПВРД не может создавать силу тяги, чтобы разгонять себя до сверхзвуковых скоростей. Двухрежимный ПВРД должен ускоряться на старте некоторым другим движущим элементом, таким как турбореактивный двигатель (ТРД, TJ). Когда двигателем стартового ускорителя является турбореактивный (турбинный) двигатель, двигатель с комбинированным циклом рассматривается как двигатель с турбинным комбинированным циклом или TBCC. Если стартовым ускорителем является ракетный двигатель, он рассматривается как двигатель с ракетным комбинированным циклом или RBCC. В концепциях гиперзвукового транспортного средства многократного использования предшествующего уровня техники предполагается, что турбинные двигатели у двигателя TBCC должны вырабатывать всю силу тяги на дозвуковых и низких сверхзвуковых скоростях. На несколько более высоких скоростях приводится в действие двухрежимный ПВРД, чтобы вырабатывать требуемую силу тяги, а ТРД заглушается на приблизительно той же самой скорости и выводится из потока. Сила тяги ТРД, в качестве единственного движущего средства во время основной части разгона, накладывает довольно большие требования на технологии ТРД. Двигатели с комбинированным циклом предшествующего уровня техники имеют небольшой или никакого вклада силы тяги двухрежимного ПВРД на скоростях ниже 3-4 махов. Наивысшая потребность в силе тяги для этих транспортных средств возникает во время разгона с дозвуковых на сверхзвуковые скорости. Эта так называемая «околозвуковая» скорость имеет наибольшее аэродинамическое сопротивление для преодоления. Из вышеизложенного видно, что чем больше вклад силы тяги от двухрежимного ПВРД во время разгона, тем меньшие требования накладываются на турбинный двигатель.
Современная технология турбинных двигателей пригодна для скоростей вплоть до 2,5 махов. Выше этой скорости температура воздуха становится слишком высокой, чтобы давать возможность высокого коэффициента давления компрессора без превышения температурных ограничений входа турбины. Это имеет следствием уменьшение воздушного потока и силы тяги двигателя. Высокоскоростной высотный самолет-разведчик СР-71 производства компании «Локхид» был способен летать на приблизительно 3,25 махах, обводя некоторое количество воздуха вокруг конечных ступеней компрессора в двигателе J-58 компании «Пратт энд Уитни». Это разгружало компрессор, снижая увеличение теплоты сгорания, требуемое выше по потоку от турбины. Такой цикл двигателя рассматривается как турбопрямоточный, поскольку большая часть силы тяги на высоких числах маха вырабатывается в форсажной камере ниже по потоку от турбины. Этот цикл двигателя не является предпочтительным циклом для системы TBCC, которой понадобился бы третий тракт для работы двухрежимного ПВРД. Поскольку тракт двухрежимного ПВРД должен работать на скоростях выше тех, которые может выдерживать ТРД, воздушный поток двухрежимного ПВРД должен полностью обходить ТРД. Одной из важных проблем с двигателями TBCC предшествующего уровня техники является требование, чтобы турбинный двигатель работал до 4 махов или выше. Это создает большое техническое противоречие для разработки чисто турбореактивного двигателя, который может работать с высокой силой тяги на 4 махах или выше. Сила тяги, которую может вырабатывать ТРД, как функция числа Маха, является зависящей от применяемых технологий. Для работы на 4 махах с высокой силой тяги необходимы передовые высокопрочные высокотемпературные материалы, которых в настоящее время нет в распоряжении.
Когда вне работы проток двухрежимного ПВРД увеличивает аэродинамическое сопротивление транспортного средства, если воздух протекает через тракт или вокруг него. На скоростях типично ниже 5 махов сопло TBCC является чрезмерно расширенным (слишком большим), что снижает суммарную силу тяги. Увеличение размера стартового ускорителя для создания достаточной силы тяги, чтобы преодолевать аэродинамическое сопротивление транспортного средства и неработающего двухрежимного ПВРД, имеет последствия тяжелого полета, обусловленные большим собственным весом транспортного средства и сокращенным имеющимся в распоряжении объемом топлива. Публикация заявки на выдачу патента США под номером US 2006/0107648 A1 на имя Булмана и других раскрывает TBCC, имеющий объединенный воздухозаборник, который направляет поток воздуха в элементы как стартового ускорителя, так и двухрежимного ПВРД.
Известно, что сила тяги в двухрежимном ПВРД на низких скоростях ограничена вследствие низкого лобового давления и раннего теплового дросселирования камеры сгорания. Обращаем внимание на каждый из ограничивающих факторов по силе тяги TBCC на низких числах Маха.
Сила тяги от дозвуковой до низкой сверхзвуковой скорости - в качестве цикла сжатия скоростным напором двухрежимный ПВРД имеет небольшой потенциал силы тяги на низких скоростях. Для типичных гиперзвуковых транспортных средств с приводом от двигателя с комбинированным циклом аэродинамическое сопротивление на околозвуковых скоростях (0,8-1,3 махов) обычно является большим, чем могут давать турбинные двигатели. Необходима дополнительная сила тяги, но установка большего турбореактивного двигателя является нежелательной на чувствительном к весу и объему гиперзвуковом транспортном средстве.
Сила тяги от низкой сверхзвуковой скорости до 4 махов - двухрежимные ПВРД предшествующего уровня техники содержат расходящуюся камеру сгорания ПВРД и изолятор для предоставления возможности работы с тепловым сужением. Эти двигатели обычно не способны к выработке полезной силы тяги значительно ниже приблизительно 4 махов. Первым фактором является низкая способность прироста давления воздухозаборника/изолятора на низких скоростях. Второй фактор состоит в том, что на низких скоростях и типичных соотношениях площадей камеры сгорания прирост давления для заданного топливного коэффициента эквивалентности повышается на низких сверхзвуковых скоростях. Фиг.1 показывает рост температуры до теплового дросселирования двухрежимного ПВРД в качестве функции скорости и соотношения площадей (AR) камеры сгорания. Типичный двухрежимный ПВРД предшествующего уровня техники имеет небольшое AR, порядка 2 (опорная линия 10), пригодное для более высоких скоростей. Сила тяги двигателя находится в прямой зависимости от роста температуры. Если добавляется слишком много теплоты в камере сгорания с низким AR, давление камеры сгорания будет превышать возможность воздухозаборника, и воздухозаборник будет препятствовать запуску. Это несоответствие между имеющимся в распоряжении давлением и противодавлением камеры сгорания препятствует практической силе тяги у двухрежимного ПВРД предшествующего уровня техники. Ниже 4 махов камера сгорания с высоким соотношением площадей улучшает эту ситуацию (опорная линия 12), но недостаточна для высокоскоростной работы, поскольку она увеличивает смоченную площадь, открытую высокоскоростному потоку с высоким теплосодержанием - увеличивая вес двигателя и тепловую нагрузку наряду со снижением силы тяги на высокой скорости.
Объединенная сила тяги двигателя с комбинированным циклом - типичные гиперзвуковые крейсерские транспортные средства имеют настолько большую площадь выходного сечения сопла, насколько возможно, поскольку, на крейсерской скорости выпуск является недорасширенным, а сила тяги и удельный импульс Isp повышаются при больших соплах. Значит на низких скоростях выпуск является чрезмерно расширенным, а сила тяги и Isp являются меньшими, чем они были бы при меньшем сопле. Одно из решений для этой проблемы, создающее больший объем газа, чтобы помогать заполнять и создавать давление на сопле, раскрыто в патенте США под №6568171 на имя Булмана.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Соответственно цель изобретения состоит в том, чтобы предложить двигатель, который работает и вырабатывает полную требуемую силу тяги транспортного средства ниже 4 махов. Признак этой цели состоит в том, что гиперзвуковое транспортное средство с комбинированным циклом становится более перспективным, тем самым сберегая дополнительные затраты на освоение транспортных средств и двигателей. Одним из таких двигателей является двигатель с турбинным комбинированным циклом (TBCC), имеющий как турбину, так и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД). Турбина и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы давать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов.
В то время как TBCC разгоняет транспортное средство от 0 махов до сверх 4 махов, от 0 махов до приблизительно 2 махов, приточный воздух, подаваемый в двухрежимный ПВРД, ускоряется первичными эжекторными двигателями малой тяги, которые могут принимать окислитель из бортовых баков с окислителем либо из выпускного воздуха турбокомпрессора. В то время как TBCC дополнительно разгоняет транспортное средство от приблизительно 0 махов до сверх 4 махов, выпуск из турбины и выпуск из двухрежимного ПВРД объединяются в общем сопле, расположенном ниже по потоку от части камеры сгорания двухрежимного ПВРД, функционирующей в качестве аэродинамического дросселя.
Подробности одного или более вариантов осуществления изобретения изложены на прилагаемых чертежах и в описании, приведенном ниже. Другие признаки, цели и преимущества изобретения будут очевидны из описания и чертежей, а также из формулы изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 иллюстрирует допустимый рост температуры камеры сгорания в качестве функции числа Маха полета и соотношения площадей камеры сгорания.
Фиг.2 иллюстрирует двигатель TBCC, сконфигурированный для разгона из неподвижного состояния до низкой сверхзвуковой скорости, в соответствии с изобретением.
Фиг.3 иллюстрирует улучшение в силе тяги и Isp в качестве функции прироста эжекторного ПВРД.
Фиг.4 иллюстрирует двигатель TBCC, сконфигурированный для разгона с низкого сверхзвука до приблизительно 4 махов.
Фиг.5 иллюстрирует, каким образом недорасширенная струя перекрывает свою идеальную площадь потока.
Одинаковые номера и обозначения ссылок на различных чертежах указывали на идентичные элементы.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
Это изобретение улучшает рабочие характеристики двигателя с комбинированным циклом во время критического ускорения от трогания с места до подхвата ПВРД и включает в себя два элемента, которые значительно повышают объединенную тягу компонентов стартового ускорителя и двухрежимного ПВРД при параллельной работе (0-3+ махов). На скоростях ниже тех, где ПВРД обычно является допускающим эксплуатацию, отбираемый от турбокомпрессора воздух или находящиеся на борту окислители используются для приведения в действие небольших первичных эжекторных двигателей малой тяги для порождения воздушного потока в протоке двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и создания силы тяги, как широко известный эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (эжекторный ПВРД, ERJ). В дополнение, объединяются потоки двухрежимного ПВРД и стартового ускорителя совместно действующим образом для повышения общей силы тяги двигателя. При этом объединении выпуски обоих двигателей сливаются в общее сопло. Недорасширенный выпуск турбины используется для создания аэродинамического дросселя для двухрежимного ПВРД. Эта технология решает критическую проблему с низкоскоростным двухрежимным ПВРД, обеспечивая большую площадь камеры сгорания, и повышает силу тяги без препятствия запуску воздухозаборника. Это дает возможность более высокой температуры сгорания в потоке двухрежимного ПВРД, которая увеличивает объем газов в сопле, повышая давление и силу тяги наряду со снижением потерь от чрезмерного расширения. Далее обсуждается объединение камеры сгорания и сопла. Требования к силе тяги и технологии турбореактивного двигателя с высоким числом Маха могут снижаться посредством использования сборки двигателя двухрежимного ПВРД, которая обеспечивает высокую силу тяги на низких скоростях для вклада в суммарную силу тяги транспортного средства.
Это изобретение является усовершенствованной силовой установкой с комбинированным циклом, которая более полно и эффективно комбинирует работу двигателей стартового ускорителя и двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Параллельная работа двухрежимного ПВРД с двигателем стартового ускорителя улучшается применением эжекторного насоса на низких скоростях и более высокого соотношения площадей камеры сгорания двухрежимного ПВРД на средних скоростях посредством аэродинамического дросселирования с помощью выпуска камеры сгорания. Объединенные потоки сопла более эффективны, чем отдельные сопла.
Во время перехода с дозвуковой на силу тяги низкого сверхзвука, для осуществления вклада в силу тяги, когда он наиболее необходим, двухрежимный ПВРД преобразуется в эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (эжекторный ПВРД). Со ссылкой на фиг.2, эжекторные первичные двигатели 34 малой тяги снабжаются окислителем из одного или двух источников. Бортовые баки 31 с окислителем являются одним из источников. Эта конфигурация с комбинированным циклом названа двигателем с турбинным/ракетным комбинированным циклом (T/RBCC). Второй источник должен отбирать небольшое количество выпускного воздуха компрессора (отводимого из компрессора воздуха) (~10%) из турбореактивного двигателя 30. Окислитель подается линиями 30a и 31a питания. Эжекторные первичные части расположены на задней кромке пилонов 36 в двухрежимном ПВРД. Фиг.2 иллюстрирует обе концепции.
Двигатель 20 TBCC имеет обращенный вперед воздухозаборник 22 с внутренней линией 24 воздушного потока, которая разделяет приточный воздух на первую часть 26 воздушного потока и остаточную часть 28 воздушного потока. Первая часть воздушного потока, которая, на низких скоростях, номинально содержит 80% объема воздуха, питает турбинный двигатель 30. Остаточная часть 28 воздушного потока входит в камеру 32 сгорания двухрежимного ПВРД, которая, при низких скоростях (ниже приблизительно 2 махов), используется в качестве эжектора/смесителя. Порожденный вторичный воздух ускоряется множеством первичных эжекторов 34. Первичные эжекторы работают согласно широко известным принципам эжекторной подкачки благодаря вязкостной связи между первичным и вторичным потоками.
Первичные эжекторы 34 расположены на задних кромках пилонов 36. Топливные форсунки (не показаны) расположены так, чтобы впрыскивать топливо в двухрежимный ПВРД поблизости от области 38 эжекторного смешения. Типично, эти топливные форсунки также расположены на задних кромках пилонов 36 или вдоль стенок 40 области 38 эжекторного смешения. Смесь топлива/воздуха воспламеняется подходящим запальником (не показан) и сжигается в эжекторной камере 42 сгорания.
Удаление отбираемого от компрессора воздуха из турбореактивного двигателя 30 вызывает потерю тяги турбореактивного двигателя, но процесс эжекторной подкачки порождает приблизительно трехкратный значительный дополнительный воздушный поток через проток двухрежимного ПВРД на низких скоростях. Последующее сжигание этого дополнительного воздуха имеет следствием 10-20% повышение суммарной силы тяги двигателя. Isp незначительно падает вследствие низкого давления в двухрежимном ПВРД, но суммарный действующий Isp (Ieff) повышается. Ieff=(F-D)/(расход топлива). Фиг.3 показывает, каким образом сила тяги и Isp должны меняться в зависимости от прироста эжекторного ПВРД.
Во время разгона с низкого сверхзвука (около 2 махов) до приблизительно 4 махов для того, чтобы повышать силу тяги двухрежимного ПВРД, при заданном его распределенном воздушном потоке, необходимо сжигать большее количество топлива, не побуждая воздухозаборник препятствовать запуску. Это требует большей площади камеры сгорания, чтобы избегать преждевременного теплового дросселирования, как обсуждено ранее. Как показано на фиг.4, в нашей концепции объединенного двигателя применяем конструкцию сопла, которая использует выпускную струю стартового ускорителя для создания аэродинамического блокирования или вторичного сужения ниже по потоку от выхода камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД с низким AR в пределах сопла двухрежимного ПВРД. Этот аэродинамический дроссель, расположенный в значительной степени сзади в общем сопле 42, создает дополнительную площадь потока камеры сгорания (и расстояние), предоставляя большему количеству топлива возможность сжигаться без препятствия запуску воздухозаборника. Поскольку может сжигаться большее количество топлива, чем без этой технологии, значительно более высокая сила тяги двухрежимного ПВРД на низкой скорости является результатом без неблагоприятных последствий на более высоких скоростях.
Фиг.4 иллюстрирует двигатель 20 TBCC, сконфигурированный для непрерывного разгона с низкого сверхзвука (~2 маха) до приблизительно 4 махов. Ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД находится общее сопло 42. Выпуск 46 из двигателя 30 стартового ускорителя направлен через сужение 44 вдоль наружной стенки общего сопла 42. Заслонка 48 сопла открывается во время этой фазы полета, давая выпуску 46 возможность втекать в общее сопло 42, образуя аэродинамический дроссель 50.
Поскольку выпуск 46 стартового ускорителя вводится в общее сопло 42, площадь потока, оставшаяся для потока двухрежимного ПВРД, уменьшается. Выбирая расположение сопла двигателя стартового ускорителя и его степени расширения, можем создавать аэродинамическое сужение 50 с большей площадью, чем могла бы быть возможной без этого взаимодействия выпусков. Большая площадь сужения дает возможность большего роста температуры на низких скоростях. Способствующим этому эффекту является использование выходного давления недорасширенного сопла стартового ускорителя. Когда поток сопла стартового ускорителя является недорасширенным, его выходное давление является большим, чем доминирующее давление в сопле 42 двухрежимного ПВРД. По мере того, как поток стартового ускорителя выходит из его сопла, он будет расширяться даже дальше, чем площадь его идеального равновесного потока. Этот процесс подобен блокировке Фабри, встречаемой в эжекторном прямоточном воздушно-реактивном двигателе. Фиг.5 показывает, каким образом недорасширенная струя перекрывает свою идеальную площадь потока. Это перекрытие струи предоставляет соплу двигателя стартового ускорителя возможность быть расположенным дальше назад в сопле двухрежимного ПВРД, еще больше повышая действующее соотношение площадей камеры сгорания и силу тяги двухрежимного ПВРД. Эта технология является усовершенствованием использования большого сложного и тяжелого сопла с изменяемой геометрией для достижения такого же результата.
На фиг.5:
Ae - выходная площадь сопла стартового ускорителя.
AP - фактическая площадь выпускной струи стартового ускорителя.
Api - идеальная площадь выпускной струи стартового ускорителя (P=PS).
К - коэффициент превышения струи.
PC - суммарное давление выпуска стартового ускорителя.
Pe - выходное давление сопла стартового ускорителя.
PS - действующее давление струи.
Υr - коэффициент удельной теплоемкости выпуска стартового ускорителя.
Когда на сверхзвуковых скоростях (меньших чем 5 махов) параллельная работа камеры сгорания двухрежимного ПВРД с большим добавлением тепла формирует больший объем газа, который помогает заполнять и повышать давление на общем сопле 42. В типичном случае 2,5 махов выходное давление сопла увеличивается с приблизительно 1/3 внешней среды до приблизительно 76% давления окружающей среды добавлением потока двухрежимного ПВРД. Как раскрыто в US 6568171, сила тяги обоих потоков повышается. Объединенная сила тяги повышается вплоть до приблизительно на 100% выше, чем у стартового ускорителя в одиночку (если используемым стартовым ускорителем был эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель без ракетных двигателей), если бы он должен был наполнять сопло самостоятельно.
Были описаны несколько вариантов осуществления настоящего изобретения. Тем не менее, будет понятно, что различные модификации могут быть произведены, не выходя из сущности и объема изобретения. Например, ракетный двигатель или другой ускоритель на низких скоростях может использоваться вместо турбинного двигателя, не отходя от принципов изобретения. Соответственно другие варианты осуществления находятся в объеме последующей формулы изобретения.

Claims (19)

1. Двигатель 20 с комбинированным циклом, содержащий стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (двухрежимный ПВРД), имеющий множество пилонов, несущих первичные эжекторные двигатели малой тяги, прикрепленные к их задней кромке, и линию питания, соединяющую стартовый ускоритель в виде турбореактивного двигателя с двухрежимным ПВРД так, чтобы обеспечить подачу выпускного воздуха турбокомпрессора к первичным эжекторным двигателям, при этом стартовый ускоритель 30 и двухрежимный ПВРД объединены, чтобы создавать рабочую силу тяги от 0 махов до сверх 4 махов.
2. Двигатель 20 по п.1, в котором стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя и двухрежимный ПВРД имеют общий воздухозаборник 22.
3. Двигатель 20 по п.2, в котором общий воздухозаборник 22 включает в себя линию 24 воздушного потока, действующую для отведения части входящего воздуха 28 в двухрежимный ПВРД, а оставшейся части входящего воздуха 26 - в стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя.
4. Двигатель 20 по п.3, дополнительно включающий в себя бортовые баки 31 с окислителем, присоединенные к первичным эжекторным двигателям 34 малой тяги.
5. Двигатель 20 по п.3, в котором стартовый ускоритель 30 присоединен к двухрежимному ПВРД для подачи выпускного воздуха турбокомпрессора в первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги.
6. Двигатель 20 по п.3, в котором выпуск 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя эффективно снижает площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД через общее сопло 42, расположенное ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
7. Двигатель 20 по п.6, в котором общее сопло 42 имеет большую площадь поперечного сечения, чем камера 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
8. Двигатель 20 по п.7, в котором заслонка 48 сопла действует с возможностью управления объединением выпуска 46 стартового ускорителя и выпуска двухрежимного ПВРД.
9. Двигатель 20 по п.1, в котором выпуск воздуха из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя снижает площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД в общем сопле 42, расположенном ниже по потоку от камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
10. Двигатель 20 по п.9, в котором общее сопло 42 имеет большую площадь поперечного сечения, чем камера 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
11. Двигатель по п.10, в котором заслонка 48 сопла действует с возможностью управления объединением выпуска 46 стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя и выпуска двухрежимного ПВРД.
12. Способ для разгона транспортного средства от 0 махов до сверх 4 махов, содержащий этапы, на которых:
а) оснащают транспортное средство двигателем 20 с комбинированным циклом, который включает в себя стартовый ускоритель 30 в виде турбореактивного двигателя, имеющего объединенный воздушный поток с двухрежимным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (двухрежимным ПВРД), причем стартовый ускоритель 30 и двухрежимный ПВРД имеют общий воздухозаборник 22, который включает в себя линию 24 воздушного потока, действующую для отведения первой части входящего воздуха 26 в двухрежимный ПВРД, а оставшейся части входящего воздуха 28 - в стартовый ускоритель 30, при этом двухрежимный ПВРД имеет множество пилонов 36, несущих первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги, прикрепленные к их задней кромке;
b) от 0 махов до приблизительно 2 махов ускоряют первую часть приточного воздуха 26 в первичных эжекторных двигателях 34 малой тяги; и
c) от приблизительно 0 махов до сверх 4 махов используют выпуск 46 из стартового ускорителя 30 для уменьшения площади потока, имеющейся в распоряжении для выпуска из двухрежимного ПВРД в общем сопле 42, расположенном ниже по потоку от части 32 камеры сгорания двухрежимного ПВРД.
13. Способ по п.12, в котором на этапе (b) окислитель для питания упомянутых первичных эжекторных двигателей 34 малой тяги подается из бортовых баков 31 с окислителем либо из выпускного воздуха 46 компрессора стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя.
14. Способ по п.13, в котором приблизительно 10%, по объему, упомянутого выпускного воздуха компрессора подается в первичные эжекторные двигатели 34 малой тяги.
15. Способ по п.14, заключающийся в том, что снабжают общее сопло 42 площадью поперечного сечения большей, чем упомянутая часть 32 камеры сгорания упомянутого двухрежимного ПВРД, и аэродинамическим дросселем 50.
16. Способ по п.15, в котором аэродинамический дроссель 50 приводится в действие выпуском 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, уменьшая площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и дроссель 50 выводится из работы отделением выпуска 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя от выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
17. Способ по п.12, заключающийся в том, что снабжают общее сопло 42 площадью поперечного сечения большей, чем камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и аэродинамическим дросселем 50.
18. Способ по п.17, в котором аэродинамический дроссель 50 приводится в действие выпуском 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, уменьшая площадь потока, имеющуюся в распоряжении для выпуска из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД, и дроссель 50 выводится из работы уменьшением объема выпуска 46 из стартового ускорителя 30 в виде турбореактивного двигателя, объединенного с выпуском из камеры 32 сгорания двухрежимного ПВРД.
19. Способ по п.18, в котором заслонка 48 сопла открывается для приведения в действие аэродинамического дросселя 50, и заслонка сопла закрывается для выведения из работы аэродинамического дросселя 50.
RU2009115194/06A 2006-12-18 2007-12-12 Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом RU2413859C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/640,646 US7886516B2 (en) 2006-12-18 2006-12-18 Combined cycle integrated combustor and nozzle system
US11/640,646 2006-12-18

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2413859C2 true RU2413859C2 (ru) 2011-03-10

Family

ID=39536896

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009115194/06A RU2413859C2 (ru) 2006-12-18 2007-12-12 Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом

Country Status (5)

Country Link
US (3) US7886516B2 (ru)
EP (1) EP2094963B1 (ru)
JP (1) JP4746135B2 (ru)
RU (1) RU2413859C2 (ru)
WO (1) WO2008076318A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015069147A1 (ru) * 2013-11-07 2015-05-14 Владимир Тарасович ШВЕДОВ Самолет и газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем
RU193718U1 (ru) * 2018-09-27 2019-11-11 Тимашев Игорь Васильевич Стартовый двигатель зжатого воздуха-жидкого топлива

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7886516B2 (en) * 2006-12-18 2011-02-15 Aerojet-General Corporation Combined cycle integrated combustor and nozzle system
US8256203B1 (en) 2007-01-26 2012-09-04 The University Of Alabama In Huntsville Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters
US8245818B2 (en) * 2007-10-23 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine oil scavenging system
US9726115B1 (en) 2011-02-15 2017-08-08 Aerojet Rocketdyne, Inc. Selectable ramjet propulsion system
GB2519155B (en) * 2013-10-11 2016-10-12 Reaction Engines Ltd Engine
CN103728976B (zh) * 2013-12-30 2016-04-27 北京航空航天大学 一种基于广义标控脱靶量概念的多过程约束和多终端约束末制导律
CN105157947B (zh) * 2015-08-19 2016-08-24 南京航空航天大学 一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法
CN105156229A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN105156228A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN105539862B (zh) * 2016-01-14 2017-06-30 南京航空航天大学 一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置
CN105571810B (zh) * 2016-01-28 2017-04-19 南京航空航天大学 一种平动式内并联组合动力进气道模态转换装置及方法
CN105955034A (zh) * 2016-07-04 2016-09-21 厦门理工学院 受扰高超声速飞行器的无静差轨迹跟踪预测控制方法
CN106121825B (zh) * 2016-07-28 2018-03-13 西安航天动力试验技术研究所 发动机进气道堵盖及其开闭系统
CN106321283B (zh) * 2016-10-10 2018-02-06 南京航空航天大学 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法
CN106837550B (zh) * 2017-02-06 2018-10-09 厦门大学 高超声速三通道进气道的设计方法
CN107748493B (zh) * 2017-09-11 2020-02-07 南京航空航天大学 Tbcc分布式控制系统通信网络混合拓扑结构优化方法
CN108223191B (zh) * 2017-12-31 2019-08-13 厦门大学 一种外部密封并联喷管位移调节机构
CN108194224B (zh) * 2017-12-31 2019-08-27 厦门大学 埋入隔板内部的tbcc并联喷管调节机构设计方法
CN108482633A (zh) * 2018-03-12 2018-09-04 山东东晟飞艇科技有限公司 一种推力矢量发动机
CN108825404B (zh) * 2018-06-12 2019-06-25 中国人民解放军国防科技大学 一种组合发动机燃烧室内多股流动混合燃烧的计算方法
CN109458272B (zh) * 2018-11-20 2021-02-02 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种串联式组合动力模态调节装置
US11512667B2 (en) 2019-02-25 2022-11-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Anti-unstart for combined cycle high mach vehicles
CN110020500B (zh) * 2019-04-19 2021-01-01 厦门大学 一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法
CN110399692B (zh) * 2019-07-31 2021-01-15 大连理工大学 大型捆绑火箭的模态筛选方法
US11339745B1 (en) 2020-02-07 2022-05-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Dual flowpath exhaust for fuel cooling in a hypersonic propulsion system
US11339744B1 (en) 2020-02-07 2022-05-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Pressure equalization in a dual flow path exhaust of a hypersonic propulsion system
CN112627983B (zh) * 2020-12-25 2022-02-22 中国人民解放军国防科技大学 一种rbcc发动机内流道及rbcc发动机
CN112780413B (zh) * 2020-12-31 2022-07-19 厦门大学 基于曲面百叶窗原理的tbcc进气道调节机构设计方法
CN112796888B (zh) * 2020-12-31 2022-09-23 厦门大学 一种基于百叶窗原理的tbcc进气道调节机构设计方法
CN114251190B (zh) * 2021-11-09 2023-03-31 北京动力机械研究所 一种固冲发动机控制方法
CN114427975B (zh) * 2022-01-27 2023-07-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种串联式组合动力模态转换验证方法
CN115387930A (zh) * 2022-08-12 2022-11-25 中国科学院力学研究所 自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2696078A (en) * 1952-08-30 1954-12-07 Waitzman Simon Jet propulsion apparatus having a combination ram-jet and turbojet engine
US2896408A (en) 1953-09-23 1959-07-28 Republic Aviat Corp Turbojet convertible to a ramjet
US3750400A (en) * 1971-10-22 1973-08-07 T Sharpe Self-starting air flow inducing reaction motor
US4817892A (en) * 1986-04-28 1989-04-04 Janeke Charl E Aerospace plane and engine therefor
DE3803876A1 (de) 1988-02-09 1988-09-15 Weber Franz Josef Strahltriebwerks-kombination
US5074118A (en) * 1989-01-09 1991-12-24 United Technologies Corporation Air turbo-ramjet engine
US5094070A (en) * 1989-04-14 1992-03-10 Mtu Motoren- Und Turbinen Union Munchin Gmbh Propelling nozzle for a hypersonic jet plane
DE3912392A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-25 Mtu Muenchen Gmbh Turbinen-staustrahltriebwerk
FR2656382B1 (fr) * 1989-12-21 1994-07-08 Europ Propulsion Moteur a propulsion combinee a haute adaptabilite pour aeronef ou avion spatial.
US5694768A (en) * 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
DE4040860A1 (de) 1990-12-20 1991-08-29 Weber Franz Josef Strahltriebwerk
JPH05180072A (ja) * 1991-12-27 1993-07-20 Nissan Motor Co Ltd ラムジェットエンジン
US5224344A (en) * 1992-09-04 1993-07-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Variable-cycle storable reactants engine
FR2701293B1 (fr) * 1993-02-05 1995-04-28 Europ Propulsion Moteur combiné intégrant les modes éjecteur à air turbocomprimé refroidi ou liquéfié statoréacteur et super-statoréacteur.
US5419117A (en) * 1993-07-30 1995-05-30 The Boeing Company Turbo jet/RAM jet propulsion system
US5946904A (en) * 1997-08-12 1999-09-07 Boehnlein; John J. Ejector ramjet engine
RU2142058C1 (ru) 1997-11-18 1999-11-27 Ермишин Александр Викторович Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед
JP2000002154A (ja) * 1998-06-16 2000-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジンの排気ノズルおよびその制御方法
JP2000220524A (ja) * 1999-01-29 2000-08-08 Isamu Nemoto 抽気法による可変サイクルエンジン
US6568171B2 (en) * 2001-07-05 2003-05-27 Aerojet-General Corporation Rocket vehicle thrust augmentation within divergent section of nozzle
US6907724B2 (en) * 2002-09-13 2005-06-21 The Boeing Company Combined cycle engines incorporating swirl augmented combustion for reduced volume and weight and improved performance
US6857261B2 (en) * 2003-01-07 2005-02-22 Board Of Regents, The University Of Texas System Multi-mode pulsed detonation propulsion system
US7216474B2 (en) * 2004-02-19 2007-05-15 Aerojet-General Corporation Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
US7305816B2 (en) * 2004-08-13 2007-12-11 United Technologies Corporation Rocket augmentation for combined cycle turboaccelerator jet engine
US7886516B2 (en) * 2006-12-18 2011-02-15 Aerojet-General Corporation Combined cycle integrated combustor and nozzle system

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015069147A1 (ru) * 2013-11-07 2015-05-14 Владимир Тарасович ШВЕДОВ Самолет и газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем
RU2567914C2 (ru) * 2013-11-07 2015-11-10 Владимир Тарасович Шведов Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители
RU193718U1 (ru) * 2018-09-27 2019-11-11 Тимашев Игорь Васильевич Стартовый двигатель зжатого воздуха-жидкого топлива

Also Published As

Publication number Publication date
US20090071120A1 (en) 2009-03-19
US20150007550A1 (en) 2015-01-08
EP2094963B1 (en) 2013-09-11
WO2008076318A3 (en) 2008-10-09
JP4746135B2 (ja) 2011-08-10
US8701379B2 (en) 2014-04-22
WO2008076318A2 (en) 2008-06-26
US9291124B2 (en) 2016-03-22
US20110107738A1 (en) 2011-05-12
EP2094963A4 (en) 2011-08-03
US7886516B2 (en) 2011-02-15
JP2010510441A (ja) 2010-04-02
EP2094963A2 (en) 2009-09-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2413859C2 (ru) Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом
US7762077B2 (en) Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
US6966174B2 (en) Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
US7475545B2 (en) Fladed supersonic missile turbojet
US7509797B2 (en) Thrust vectoring missile turbojet
US7788899B2 (en) Fixed nozzle thrust augmentation system
RU2669220C2 (ru) Двигатель
US6644015B2 (en) Turbojet with precompressor injected oxidizer
US5129227A (en) Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles
US20080128547A1 (en) Two-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
AU2003299459A1 (en) Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles
US3690102A (en) Ejector ram jet engine
CN106168185A (zh) 空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法
JP2003090233A (ja) 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム
CN117329025B (zh) 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器
CN116201656B (zh) 一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统
JP2009057955A (ja) 超音速機用インタータービン・バイパス可変サイクルエンジン
Whurr Propulsion system concepts and technology requirements for quiet supersonic transports
US4007892A (en) Aircraft flight method and apparatus for boosting an aircraft to a very high altitude and thereafter boosting the aircraft to a high rate of forward speed
JPH0672575B2 (ja) ターボラムロケット結合の推進機関のためのガス噴射装置
JP4347447B2 (ja) ハイブリッドエンジン
JP3931234B2 (ja) 極超音速機用エンジン
CN115929503B (zh) 一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及控制方法
Gozlan Achievements and Prospects with Composite Air Breathing Engines: A description of the achievements of the Griffon 02 with a composite turboramjet engine and a discussion of the present state of the art
Kepler et al. Performance potential of air turbo-ramjet employing supersonic through-flow fan

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20141213