RU2621588C1

RU2621588C1 - Compound ramjet

Info

Publication number: RU2621588C1
Application number: RU2016103471A
Authority: RU
Inventors: Александр Сергеевич Жарков; Александр Алексеевич Казаков; Вячеслав Анатольевич Беляев; Андрей Валерьевич Курбатов
Original assignee: Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай"
Priority date: 2016-02-02
Filing date: 2016-02-02
Publication date: 2017-06-06

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: compound ramjet comprises a cruise engine and an accelerating engine fixed to the cruise engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber. An element centering the accelerating engine is positioned in the combustion chamber housing. The combustion chamber housing is equipped with an outer coaxial sheath fixed to the nozzle and designed to move back along the flight, fixate in the extended position relative to the combustion chamber housing. Fixation zone is provided with a seal. The combustion chamber housing and the sheath are interconnected by breakable attachment. The accelerating engine housing is equipped with projections designed to change their form during a power contact with the nozzle. The centering element is made of solid propellant with channels for passage of the projections.

EFFECT: invention enables to create an engine which has increased total energy efficiency due to obtainment of additional propulsive burn by creating conditions which ensure the implementation of solid propellant charge properties by the centering element, as well as the required time to achieve the completeness of its combustion, while maintaining the stability of ramjet operation.

4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД).The invention relates to rocket technology, namely to combined ramjet engines (ramjet).

Известен комбинированный ПВРД по патенту РФ №2015390 (опубл. 30.06.1994 г.), содержащий корпус, маршевый двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и выходную камеру сгорания, в которой размещен разгонный двигатель.Known combined ramjet according to the patent of the Russian Federation No. 2015390 (publ. 06/30/1994), containing a housing, a marching engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and an exhaust combustion chamber in which the accelerating engine is located.

Недостатками известной конструкции являются длина камеры сгорания, сопоставимая с длиной разгонного двигателя, которая недостаточна для обеспечения полноты реализации энергетического ресурса топлива маршевого двигателя, а также нерациональное использование объема выходной камеры сгорания вокруг разгонного двигателя, который частично заполнен теплозащитными экранами, что увеличивает пассивный вес конструкции.The disadvantages of the known design are the length of the combustion chamber, comparable with the length of the booster engine, which is insufficient to ensure the full realization of the energy resource of the fuel of the main engine, as well as the irrational use of the volume of the output combustion chamber around the booster engine, which is partially filled with heat shields, which increases the passive weight of the structure.

Известен артиллерийский снаряд по патенту РФ №2522699 (опубл. 20.07.2014 г.), содержащий соосно установленные обечайки, внутреннюю и наружную, которая выполнена с возможностью перемещения назад по полету.Known artillery shell according to the patent of the Russian Federation No. 2522699 (publ. July 20, 2014), containing coaxially mounted shells, internal and external, which is made with the possibility of moving backward in flight.

Путем выдвижения наружной обечайки в полете формируют ракетно-прямоточный двигатель с топливным зарядом газогенератора, с камерой дожигания, воздухозаборным устройством и соплом. После выгорания топливного заряда газогенератора осуществляют вторую трансформацию снаряда путем возвращения наружной обечайки корпуса в исходное положение и закрытия при этом воздухозаборного устройства.By extending the outer shell in flight, a ramjet engine with a fuel charge of a gas generator, with a afterburner, an air intake device and a nozzle is formed. After the fuel charge of the gas generator is burned out, a second transformation of the projectile is carried out by returning the outer shell of the housing to its original position and closing the air intake device.

Рассматриваемая конструкция не применима для комбинированного ПВРД, так как не обеспечивает герметичность сформированной после первой трансформации снаряда камеры дожигания, а также не позволяет обеспечить задержку выдвижения наружной обечайки, необходимую для таких двигателей. Отсутствие фиксации наружной обечайки в выдвинутом положении применительно к ПВРД приведет к его нестабильной работе, так как длина камеры сгорания будет зависеть от соотношения рабочего давления в ней и лобового сопротивления ПВРД.The design under consideration is not applicable for combined ramjet, as it does not ensure the tightness of the afterburner chamber formed after the first transformation of the projectile, and also does not provide a delay in the extension of the outer shell necessary for such engines. The lack of fixation of the outer shell in the extended position in relation to the ramjet will lead to its unstable operation, since the length of the combustion chamber will depend on the ratio of the working pressure in it and the drag of the ramjet.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является ПВРД (Сорокин В.А., Яновский Л.С., Козлов В.А. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах - М.: Физматлит, 2010. - С. 50), содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель.Closest to the claimed technical solution is ramjet (Sorokin V.A., Yanovsky L.S., Kozlov V.A. Rocket-propelled thrusters on solid and paste-like fuels - M .: Fizmatlit, 2010. - P. 50), containing the marching engine and the acceleration engine attached to it, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber, in the housing of which there is an element centering the acceleration engine.

Недостатками прототипа являются короткая камера дожигания, соответствующая длине разгонного двигателя, не обеспечивающая полноту сгорания топлива маршевого двигателя, причем простое увеличение длины камеры сгорания может быть непозволительно при габаритных ограничениях на конструкцию в целом; нерациональное использование внутреннего объема камеры сгорания, образующегося из-за необходимости выполнения диаметра корпуса разгонного двигателя меньшим диаметра критического сечения сопла ПВРД, и который частично заполнен центрирующим разгонный двигатель элементом, выполненным из деревянных реек. Указанные недостатки приводят к недостаточно высокой итоговой энергетической эффективности ПВРД. Кроме того, свободный внутренний объем камеры сгорания свидетельствует о недостаточном коэффициенте заполнения топливом ПВРД и высоком пассивном весе конструкции.The disadvantages of the prototype are a short afterburner corresponding to the length of the accelerating engine, not ensuring the completeness of combustion of the propellant engine fuel, moreover, a simple increase in the length of the combustion chamber may not be permissible with overall restrictions on the design as a whole; irrational use of the internal volume of the combustion chamber, formed due to the need to make the diameter of the booster engine smaller than the diameter of the critical section of the ramjet nozzle, and which is partially filled with an element centering the booster engine made of wooden battens. These shortcomings lead to insufficiently high total energy efficiency of ramjet. In addition, the free internal volume of the combustion chamber indicates an insufficient coefficient of filling with ramjet fuel and a high passive weight of the structure.

Задачей предлагаемого технического решения является создание комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обладающего повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования ПВРД.The objective of the proposed technical solution is to create a combined ramjet engine with increased final energy efficiency by obtaining an additional thrust impulse by creating conditions that ensure that the centering element realizes the properties of the charge of solid rocket fuel, as well as the required time to achieve its complete combustion while maintaining the stability of the ramjet.

Кроме того, предлагаемая компоновка конструктивных элементов позволяет снизить пассивный вес и увеличить коэффициент заполнения ПВРД топливом.In addition, the proposed arrangement of structural elements allows to reduce passive weight and increase the ramjet filling coefficient with fuel.

Поставленная задача решается заявляемым комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, содержащим маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Особенность заключается в том, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.The problem is solved by the claimed combined ramjet engine containing a marching and fastened accelerating engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber, in the housing of which there is an element that centers the accelerating engine. The peculiarity lies in the fact that the housing of the combustion chamber is equipped with an outer coaxial shell fastened to the nozzle and made movable backward along the flight, fixed in an extended position relative to the housing of the combustion chamber, while the fixing zone is provided with a seal, the housing of the combustion chamber and the shell are interconnected destructible fastening means, the booster engine housing is provided with protrusions made with the possibility of changing their shape upon power contact with the nozzle, and the centering element is made of solid propellant with channels for the passage of the projections.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый ПВРД отличается от прототипа возможностью увеличения и фиксации в полете геометрических параметров камеры сгорания (в прототипе - постоянный объем камеры сгорания); наличием уплотнения зоны фиксации; наличием на корпусе разгонного двигателя выступов; иным материалом центрирующего элемента - твердое ракетное топливо (в прототипе - деревянные рейки); приданием центрирующему элементу свойств дополнительного заряда твердого ракетного топлива.The analysis of the prior art shows that the claimed ramjet differs from the prototype in the possibility of increasing and fixing in flight the geometric parameters of the combustion chamber (in the prototype - a constant volume of the combustion chamber); the presence of a seal of the fixation zone; the presence on the housing of the booster engine of the protrusions; other material of the centering element is solid rocket fuel (in the prototype, wooden slats); giving the centering element the properties of an additional charge of solid rocket fuel.

Использование центрирующего элемента, выполненного из твердого ракетного топлива, стало целесообразным в удлиненной камере сгорания. В короткой камере сгорания, длина которой соизмерима с длиной разгонного двигателя, твердотопливное центрирующее устройство не успело бы сгореть ввиду малого времени пребывания продуктов сгорания в камере.The use of a centering element made of solid rocket fuel has become expedient in an elongated combustion chamber. In a short combustion chamber, the length of which is comparable with the length of the accelerating engine, the solid fuel centering device would not have time to burn out due to the short residence time of the combustion products in the chamber.

В уровне техники отсутствует ПВРД, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.In the prior art there is no ramjet engine in which the proposed combination of essential features would take place, but it was this combination that determined the solution of the problem.

Конструкция предлагаемого комбинированного ПВРД иллюстрируется графическими изображениями.The design of the proposed combined ramjet is illustrated by graphic images.

На фиг. 1 представлен продольный разрез ПВРД в собранном виде.In FIG. 1 shows a longitudinal section of the ramjet assembly.

На фиг. 2 представлен узел А на фиг. 1.In FIG. 2 shows the assembly A in FIG. one.

На фиг. 3 представлен продольный разрез ПВРД с выдвинутой коаксиальной наружной оболочкой после вылета разгонного двигателя.In FIG. 3 shows a longitudinal section of a ramjet with an extended coaxial outer shell after the departure of the booster engine.

На фиг. 4 представлен узел Б на фиг. 3.In FIG. 4 shows the assembly B in FIG. 3.

Комбинированный ПВРД содержит маршевый двигатель 1, скрепленный с ним разгонный двигатель 2, воздухозаборное устройство 3, оснащенное заглушками 4, сопло 5, камеру сгорания 6. В корпусе 7 камеры сгорания 6 размещен центрирующий разгонный двигатель 2 элемент 8. Корпус 7 камеры сгорания 6 оснащен наружной коаксиальной оболочкой 9. Разгонный двигатель 2 со стороны переднего днища 10 оснащен выступами 11, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом 5. Для прохода выступов 11 в центрирующем элементе 8 выполнены каналы (условно не показаны), если центрирующий элемент 8 представляет собой цилиндр, или каналы созданы путем разнесения между собой сегментов с цилиндрической образующей, из которых собран центрирующий элемент 8. Для фиксации в выдвинутом положении оболочки 9 в канавке 12, расположенной в концевой наружной части корпуса 7 со стороны сопла 5, размещено пружинное средство 13 (например, пружинное кольцо или отдельные подпружиненные шарики), взаимодействующее с ответной ему канавкой 14, выполненной с внутренней стороны оболочки 9 в концевой ее части со стороны, противоположной соплу 5, или любым другим способом, известным специалисту в данной области техники. Корпус 7 в концевой наружной части со стороны сопла 5 перед пружинным средством 13 снабжен уплотнением 15 (например, в виде кольца из резины 51-1615 по ТУ 1051177-82).The combined ramjet engine includes a main engine 1, an accelerating engine 2 attached to it, an air intake device 3, equipped with plugs 4, a nozzle 5, a combustion chamber 6. A centering accelerating engine 2 element 8 is located in the housing 7 of the combustion chamber 6. The housing 7 of the combustion chamber 6 is equipped with an external coaxial shell 9. The accelerating engine 2 from the front of the bottom 10 is equipped with protrusions 11, configured to change their shape in force contact with the nozzle 5. For passage of the protrusions 11 in the centering element 8 channels are made (condition not shown), if the centering element 8 is a cylinder, or the channels are created by spacing apart segments with a cylindrical generatrix, from which the centering element is assembled 8. For fixing in the extended position of the shell 9 in the groove 12 located in the end outer part of the housing 7 from the nozzle side 5, a spring means 13 is placed (for example, a spring ring or individual spring-loaded balls) interacting with a counter groove 14 made from the inside of the shell 9 in its end part from the side ones opposite the nozzle 5, or in any other way known to the person skilled in the art. The housing 7 in the end outer part from the nozzle side 5 in front of the spring means 13 is provided with a seal 15 (for example, in the form of a ring of rubber 51-1615 according to TU 1051177-82).

Заявляемая конструкция работает следующим образом.The inventive design works as follows.

До начала работы ПВРД и во время работы разгонного двигателя 2 корпус 7 камеры сгорания 6 и коаксиальная наружная оболочка 9 соединены между собой разрушаемым средством скрепления (например, срезными штифтами или клеевым соединением), которое условно не показано. Уровень прочности этого крепления заранее задан достаточным для сохранения своей целостности при перегрузках и аэродинамическом напоре, возникающих в процессе работы разгонного двигателя 2. После окончания работы разгонного двигателя 2 вскрываются заглушки 4 воздухозаборного устройства 3. Под действием давления набегающего потока воздуха неработающий разгонный двигатель 2 начнет перемещаться в сторону сопла 5 (при этом выступы 11 будут двигаться по каналам в центрирующем элементе 8), в крайнем положении выступами 11 зацепится за сопло 5 и потянет за собой коаксиальную наружную оболочку 9, разрушая средство крепления между собой корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной оболочки 9, уровень прочности которого должен быть меньше, чем воспринимаемая им при движении разгонного двигателя 2 нагрузка. В крайнем положении оболочки 9 выступы 11 согнутся или сломаются (нарушат свою форму) и разгонный двигатель 2 вылетит из камеры сгорания 6. Начнет работать маршевый двигатель 1, продукты сгорания которого будут дожигаться в созданной удлиненной камере сгорания 6. В этом же потоке воздуха сгорит и центрирующий элемент 8, давая дополнительный импульс тяги. Наружная коаксиальная оболочка 9 с помощью вступивших во взаимодействие пружинного средства 13 и канавки 14 останется в крайнем выдвинутом положении, а уплотнение 15 предотвратит истечение продуктов сгорания через область стыка корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной коаксиальной оболочки 9.Prior to the start of the ramjet and during the operation of the accelerating engine 2, the housing 7 of the combustion chamber 6 and the coaxial outer shell 9 are interconnected by a destructible fastening means (for example, shear pins or adhesive joint), which is not conventionally shown. The strength level of this mount is pre-set sufficient to maintain its integrity during overloads and aerodynamic pressure that arise during the operation of the acceleration engine 2. After the acceleration engine 2 finishes, the plugs 4 of the air intake device 3 are opened. towards the nozzle 5 (in this case, the protrusions 11 will move along the channels in the centering element 8), in the extreme position, the protrusions 11 will catch on the nozzle 5 and otyanet for a coaxial outer shell 9, destroying the attachment means between a combustion chamber housing 6, 7 and 9 of the outer shell, the strength level which must be less than the perceived when moving them booster 2 engine load. In the extreme position of the shell 9, the protrusions 11 will bend or break (they will break their shape) and the accelerating engine 2 will fly out of the combustion chamber 6. The main engine 1 will start working, the combustion products of which will be burned in the created elongated combustion chamber 6. In the same air stream it will burn and centering element 8, giving an additional impulse of traction. The outer coaxial shell 9 with the help of the interacting spring means 13 and the grooves 14 will remain in the extreme extended position, and the seal 15 will prevent the outflow of combustion products through the junction of the housing 7 of the combustion chamber 6 and the outer coaxial shell 9.

Необходимые габаритные характеристики и используемый материал конструктивных элементов определяют при проектировании конкретного комбинированного ПВРД.The necessary overall characteristics and the used material of structural elements are determined when designing a specific combined ramjet.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемой конструкции позволяет увеличить длину камеры сгорания, и соответственно время на дожигание продуктов сгорания в два и более раза. Такое увеличение длительности перемешивания продуктов сгорания маршевого двигателя с воздухом позволит увеличить полноту сгорания топлива на 25-30%. Создание таких конструкций актуально и перспективно, поскольку ориентировано на повышение эффективности ПВРД.The proposed technical solution is practicable. Using the inventive design allows to increase the length of the combustion chamber, and, accordingly, the time for afterburning of combustion products in two or more times. Such an increase in the duration of mixing the combustion products of the mid-flight engine with air will increase the completeness of fuel combustion by 25-30%. The creation of such structures is relevant and promising, as it is focused on increasing the efficiency of ramjet.

Claims

A combined ramjet engine comprising a marching and boosted acceleration engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber, in the housing of which an accelerating engine centering element is located, characterized in that the combustion chamber housing is equipped with an external coaxial shell fastened with a nozzle and made with the possibility of moving backward in flight, fixing in an extended position relative to the housing of the combustion chamber, while the fixing zone is provided with a blank by friction, the housing of the combustion chamber and the shell are interconnected by destructible means of attachment, the housing of the accelerating engine is equipped with protrusions made with the possibility of changing their shape in force contact with the nozzle, and the centering element is made of solid rocket fuel with channels for passage of the protrusions.