Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно, к движущимися со сверхзвуковыми скоростями летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Известен патент РФ №2442101, МПК F42B 12/44, 2010 г., Сверхзвуковая вращающаяся ракета. Ракета состоит из головной части, оснащенной контейнером с жидким топливом и воздушной полостью, ракетного двигателя и блока стабилизаторов с косопоставленными лопастями. В контейнере между передним и задним дном, соосно с осью ракеты, размещены трубчатые турболизаторы. Вращение ракеты с турболизаторами позволяет получить эмульсию из топлива и воздуха. Эмульсия равномерно заполняет весь объем контейнера, что исключает дисбаланс массы в контейнере. Это и обеспечивает более высокие точностные характеристики стрельбы. В ракете не предусмотрена тепловая защита всего корпуса ракеты, защищен только контейнер с топливом. Невысокая рекуперация тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя.The invention relates to aerospace technology, namely, moving with supersonic speeds of aircraft with jet engines. Known RF patent №2442101, IPC F42B 12/44, 2010, Supersonic rotating rocket. The rocket consists of a head part, equipped with a container with liquid fuel and an air cavity, a rocket engine and a stabilizer block with co-located blades. In the container between the front and rear bottom, coaxially with the axis of the rocket, tubular turbulizers are placed. The rotation of the rocket with turbolization allows to obtain an emulsion of fuel and air. The emulsion uniformly fills the entire volume of the container, which eliminates the mass imbalance in the container. This provides higher accuracy shooting characteristics. The rocket does not provide thermal protection of the entire rocket body, only the container with fuel is protected. Low heat recovery from aerodynamic heating in the engine body.
Известен патент РФ №2172278, МПК В24С 23/06, F03H 5/00, 1999 г., Гиперзвуковой летательный аппарат. Летательный аппарат содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением с магнитогазодинамическим генератором, расположенным на входе камеры сгорания двигателя, систему тепловой защиты- преобразование углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла, расположенных в обшивке носовой части фюзеляжа и передних кромок крыльев и связанных с камерой сгорания. Летательный аппарат снабжен устройством управления обтеканием воздушного потока, который включает блок генерации плазмы и систему электродов. К недостаткам летательного аппарата можно отнести сложность системы тепловой защиты из-за наличия реакторов каталитического расщепления топлива. Эндотермическая реакция каталитического расщепления углеводородного топлива является равновесной. Одновременно с распадом веществ идет синтез новых веществ, который протекает с выделением тепла. Это и снижает эффективность тепловой защиты. При этом тепловой защите подлежит только носовая часть аппарата и передние кромки крыльев. Тогда как весь корпус аппарата остается незащищенным. В связи с этим невысока рекуперация тепла в тело двигателя. Аппарат снабжен сложной системой управления набегающим потоком воздуха путем создания плазменных образований на наружной поверхности аппарата.Known RF patent №2172278, IPC VS 24/06, F03H 5/00, 1999, Hypersonic aircraft. The aircraft contains a ramjet engine with supersonic combustion with a magnetogasdynamic generator located at the engine combustion chamber inlet, thermal protection system — converting hydrocarbon fuel with catalytic chemical heat recovery reactors located in the skin of the forward fuselage and the front edges of the wings and connected to the chamber combustion. The aircraft is equipped with an airflow control device that includes a plasma generation unit and an electrode system. The disadvantages of the aircraft include the complexity of the thermal protection system due to the presence of catalytic fission of fuel reactors. The endothermic reaction of the catalytic decomposition of hydrocarbon fuels is equilibrium. Simultaneously with the disintegration of substances, the synthesis of new substances proceeds, which proceeds with the release of heat. This reduces the effectiveness of thermal protection. In this case, only the nose of the apparatus and the front edges of the wings are subject to thermal protection. While the entire body of the device remains unprotected. In this regard, low heat recovery in the engine body. The device is equipped with a complex control system of the oncoming air flow by creating plasma formations on the outer surface of the device.
Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является патент РФ №2580376, МПК F42B 15/00, 2014 г. Крылатая ракета, в частности, противокорабельная (Варианты), которая взята нами за прототип. Крылатая ракета содержит цилиндрической формы корпус, внутри имеет конфузор, переходящий в цилиндрический участок и затем переходящий в диффузор. В задней части конфузора расположена форсунка, а в фокусе конфузора расположен излучатель или приемник. В конце диффузора по диаметру расположены два газовых руля управления. Ракета работает следующим образом. Корпус ракеты расположен под некоторым углом к набегающему потоку воздуха, последний сжимается в конфузоре, затем в цилиндрическом канале впрыскивается через форсунки нагретое топливо. Самовоспламеняющийся газ расширяется в диффузоре, создавая реактивную тягу. Управляется ракета газовыми рулями, расположенными в конце диффузора по диаметру. Как отмечено в патенте, ракета имеет недостаток в части эффективной теплоизоляции цилиндрической части и диффузора. Ракета обладает узким диапазоном регулировки траектории полета и невысокой рекуперацией тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя.The closest technical solution and the achieved result is the RF patent №2580376, IPC F42B 15/00, 2014. Cruise missile, in particular, anti-ship (Options), which we took as a prototype. A cruise missile contains a cylindrical body, inside it has a confuser, which passes into a cylindrical section and then passes into a diffuser. The nozzle is located in the rear part of the confuser, and the emitter or receiver is located in the focus of the confuser. At the end of the diffuser in diameter are two gas steering wheel. The rocket works as follows. The rocket body is located at a certain angle to the incoming air flow, the latter is compressed in the confuser, then heated fuel is injected into the cylindrical channel through the nozzles. The self-igniting gas expands in the diffuser, creating jet thrust. It is controlled by a rocket gas rudders located at the end of the diffuser in diameter. As noted in the patent, the rocket has a disadvantage in terms of the effective thermal insulation of the cylindrical part and the diffuser. The rocket has a narrow range of adjustment of the flight path and low heat recovery from aerodynamic heating into the engine body.
Решаемая техническая задача-обеспечение тепловой защиты корпуса и внутренних узлов ракеты, повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя, управляемости ракеты и реактивной тяги. Решаемая техническая задача в сверхзвуковой вращающейся ракете,Solved technical problem is the provision of thermal protection of the hull and internal components of the rocket, increasing heat recovery from aerodynamic heating into the engine body, rocket controllability and thrust. Solved technical problem in a supersonic rotating rocket,
содержащей цилиндрической формы корпус с каналом внутри, состоящим из конфузора, образующий сужающуюся полость, который используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель, форсунки для распыления топлива и устройство управления, достигается тем, что полости, образованные стенками корпуса, конфузора и камеры детонационного горения заполнены топливом, камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты, где внутренний объем камеры разделен полыми перегородками заданной кривизны, образующие секции в количестве N, где N=1,2,3 … натуральные числа, при этом в каждой секции камеры детонационного горения установлены щелевидные форсунки для распыления топлива и сжатого воздуха, снабженные обратными клапанами.containing a cylindrical body with a channel inside, consisting of a confuser, forming a tapering cavity, which is used as a ramjet engine, nozzles for spraying fuel and a control device, is achieved by the fact that the cavities formed by the walls of the housing, confuser and detonation chamber are filled with fuel , the detonation combustion chamber is designed as a guide vane for rotating the rocket, where the internal volume of the chamber is divided by hollow partitions of a given curvature, forming Ktsii in the amount of N, where N = 1,2,3 ... natural numbers, while in each section of the detonation combustion chamber slit-shaped nozzles are installed for spraying fuel and compressed air, equipped with check valves.
На фиг. 1 представлен общий вид сверхзвуковой вращающейся ракеты; на фиг. 2 - сечение по А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - схема подачи топлива и воздуха в камеру детонационного горения.FIG. 1 shows a general view of a supersonic rotating rocket; in fig. 2 is a section along A-A in FIG. one; in fig. 3 is a diagram of the supply of fuel and air into the detonation combustion chamber.
В примере конкретной реализации сверхзвуковая вращающаяся ракета содержит цилиндрический формы корпус 1 с каналом внутри, состоящим из конфузора 2, камеры детонационного горения, которые и образуют прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Камера детонационного горения выполняет две функции, смешивание топлива с воздухом и взрыв газовой смеси. Она разделена поломи перегородками 3 заданной кривизны на автономные секции 4 в количестве N, где N=1,2,3 … натуральные числа. На фиг. 2 представлена восьми секционная камера детонационного горения. Многосекционная камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты. Полости, образованные стенками корпуса 1, конфузора 2, камеры детонационного горения заполнены топливом 5. В каждой секции 4 камеры детонационного горения установлены щелевидные форсунки 6 для распыления топлива и сжатого воздуха с обратными клапанами 7, 8 (фиг. 3).In the example of a specific implementation, the supersonic rotating rocket contains a cylindrical shape of the housing 1 with a channel inside consisting of a confuser 2, a detonation combustion chamber, which form a direct-flow air-jet engine. The detonation combustion chamber performs two functions, mixing fuel with air and exploding a gas mixture. It is divided by partitions 3 of a given curvature into autonomous sections 4 in the amount of N, where N = 1,2,3 ... natural numbers. FIG. 2 shows the eight sectional detonation combustion chamber. The multi-compartment detonation combustion chamber is designed as a guide apparatus for rotating the rocket. The cavities formed by the walls of the housing 1, the confuser 2, the detonation combustion chambers are filled with fuel 5. In each section 4 of the detonation combustion chambers slit nozzles 6 are installed for spraying fuel and compressed air with non-return valves 7, 8 (Fig. 3).
Сверхзвуковая вращающаяся ракета работает следующим образом. Ракету запускают из трубы. При старте ракеты и ее движении воздух в конфузоре, в местах наибольшего торможения, каналах 7 нагревается до высоких температур и топливо через каналы 9,10, соответственно, поступают в секции 4 камеры детонационного горения. Тепло от аэродинамического нагрева снимается со всей поверхности ракеты, контактирующей с воздухом, а также от камеры детонационного горения и топливо нагревается до критической выше критической температур. В летательных аппаратах, где топливо (нефть) используется как охлаждающий агент, то оно нагревается до этих температур и достигает высоких давлений. Для системы нефть-газ рассматривается диаграмма нефть-газ в координатах температура-давление (neftepro,ru >publ/15-1-30<. Фазовое равновесие системы нефть-газ-Геология). Рекуперация тепла происходит за счет перевода топлива в газообразное состояние и фазового перехода. Из щелевых форсунок 6 топливо 5 поступает в газовом состоянии, при их контакте с воздухом происходит детонация в каждой секции 4 камеры с образованием ударной волны. После прохождения ударной волны сильно сжатые и нагретые продукты реакции быстро расширяются-происходят взрывы. Выделяющееся тепло не позволяет затухнуть ударной волне. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости обычного горения. Это и повышает реактивную тягу ракеты. Газовые продукты детонации, проходя каналы секций 4 камеры детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат и придают вращение ракете. Тем самым, за счет центробежных сил усиливается давление в топливе и воздухе, подаваемых в камеру детонационного горения. Корпус вращающейся ракеты представляет собой компрессор, осуществляющий подачу сжатого воздуха и топлива в камеру детонационного горения. Отпадает необходимость в насосах высокого давления. А топливная смесь сжимается ударной волной. Во время детонации давление в секциях 4 камеры высокое и обратные клапаны 7,8 запирают подачу воздуха и топлива в форсунки 6, а при снижении давления клапаны 7,8 открываются автоматически и процесс повторяется, т.е. движение ракеты происходит в пульсирующем режиме. Клапаны топливные 7 и воздушные 8 работают одновременно попарно в диаметрально противоположных секциях камеры. В следующий момент времени работают две других секции 4 камеры детонационного горения. Сумма времени работы восьмисекционной камеры составляет 4 цикла (рис 2.). Время срабатывания каждого клапана увеличилось в 4 раза и т.д. При 20 секционной камере детонационного горения, время на срабатывание клапанов увеличится в 10 раз. Управление полетом ракеты осуществляется посредством отключения подачи топлива в секции 4 камеры детонационного горения. Таким образом, ракета может двигаться по заранее запрограммированной траектории полета, и она становится малоуязвимой. Неизрасходованное топливо во время полета используется как термобарический боеприпас. Для каждого типа летательного аппарата рассчитывается кривизна перегородок 3 таким образом, чтобы обеспечить оптимальный режим сжатия воздуха и топлива, т.е. частоту вращения и диаметр аппарата. Ракета проста в исполнении и значительно повышает тактико-технические характеристики в сравнении с известными ракетами.Supersonic rotating rocket works as follows. The rocket is launched from a pipe. At the launch of the rocket and its movement, the air in the confuser, in the places of the greatest braking, channels 7 heats up to high temperatures and the fuel through the channels 9,10, respectively, enters section 4 of the detonation combustion chamber. Heat from aerodynamic heating is removed from the entire surface of the rocket in contact with air, as well as from the detonation combustion chamber and the fuel is heated to a critical temperature above the critical temperature. In aircraft, where fuel (oil) is used as a cooling agent, it heats up to these temperatures and reaches high pressures. For the oil-gas system, an oil-gas diagram in temperature-pressure coordinates is considered (neftepro, ru> publ / 15-1-30 <. Phase equilibrium of the oil-gas-Geology system). Heat recovery occurs due to the transfer of fuel to the gaseous state and the phase transition. From the slotted nozzles 6, the fuel 5 enters the gas state, when they come into contact with air, detonation occurs in each section 4 of the chamber with the formation of a shock wave. After the passage of the shock wave, the highly compressed and heated reaction products rapidly expand — explosions occur. The heat generated does not allow the shock wave to damp. The speed of detonation products is 20-25 times higher than the normal burning rate. This increases the rocket thrust. Gas products of detonation, passing the channels of sections 4 of the detonation combustion chamber, which is designed as a guide vehicle and imparts rotation to the rocket. Thereby, due to centrifugal forces, the pressure in the fuel and air supplied to the detonation combustion chamber increases. The case of a rotating rocket is a compressor that supplies compressed air and fuel to the detonation combustion chamber. No need for high pressure pumps. And the fuel mixture is compressed by the shock wave. During detonation, the pressure in sections 4 of the chamber is high and the check valves 7.8 shut off the air and fuel supply to the injectors 6, and as the pressure decreases, the valves 7.8 open automatically and the process repeats, i.e. rocket motion occurs in pulsating mode. Fuel valves 7 and air 8 operate simultaneously in pairs in diametrically opposite sections of the chamber. At the next time point, two other sections 4 of the detonation combustion chamber are operating. The sum of the operating time of the eight-section chamber is 4 cycles (Fig. 2.). The response time of each valve has increased 4 times, etc. With a 20 sectional detonation combustion chamber, the valve response time will increase 10 times. Missile flight control is accomplished by shutting off the fuel supply in section 4 of the detonation combustion chamber. Thus, the rocket can move along a pre-programmed flight path, and it becomes less vulnerable. Unspent fuel during flight is used as thermobaric ammunition. For each type of aircraft, the curvature of the partitions 3 is calculated in such a way as to ensure the optimum mode of air and fuel compression, i.e. rotational speed and diameter of the device. The rocket is simple to perform and significantly improves the tactical and technical characteristics in comparison with the known rockets.
