RU2746294C1 - Two-engined aircraft power plant and power plant control method - Google Patents
Two-engined aircraft power plant and power plant control method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2746294C1 RU2746294C1 RU2020108570A RU2020108570A RU2746294C1 RU 2746294 C1 RU2746294 C1 RU 2746294C1 RU 2020108570 A RU2020108570 A RU 2020108570A RU 2020108570 A RU2020108570 A RU 2020108570A RU 2746294 C1 RU2746294 C1 RU 2746294C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- continuous
- engines
- power plant
- Prior art date
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
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к силовой установке, состоящей из двух комбинированных реактивных двигателей, высокоскоростного летательного аппарата, летающего в воздушном пространстве, и способу управления ей.The invention relates to a power plant consisting of two combined jet engines, a high-speed aircraft flying in air, and a method for controlling it.
Одним из перспективных направлений развития военной авиации является создание летательных аппаратов (ЛА), имеющих сверхзвуковую скорость полета, активные средства защиты, лазерное и кинетическое оружие.One of the promising trends in the development of military aviation is the creation of aircraft with supersonic flight speed, active means of protection, laser and kinetic weapons.
При гиперзвуковой скорости полета в пограничном слое самолета между корпусом летательного аппарата и воздушной средой газ превращается в плазму, что обеспечивает ему эффективную площадь рассеивания не более 0,01 квадратного метра и тем самым высокую радиолокационную незаметность. Кроме того, при гиперзвуковой скорости полета поражающие средства, находящиеся на борту летательного аппарата, аккумулируют огромную кинетическую энергию, превращаясь в кинетическое оружие, которое при запуске имеет огромную скорость, благодаря которой они способны эффективно поражать любую цель на большом расстоянии. Развитие сверхзвуковых летательных аппаратов активно ведется в США и Китае. В США разрабатываются гиперзвуковые крылатые ракеты X - 51 со скоростью полета 7-8 чисел Маха, дальностью около двух тысяч километров и высотой до 30 километров. Кроме того, разрабатывается гиперзвуковой беспилотник SR - 72, и предусматривается разработка его пилотируемой версии. В Китае идет активная разработка гиперзвуковых глайдеров Ю - 71 и DF - ZF, развивающих скорость 10 Махов при запуске с ракеты.At hypersonic flight speed in the boundary layer of the aircraft between the aircraft body and the air medium, the gas turns into plasma, which provides it with an effective dispersion area of no more than 0.01 square meters and thus high radar invisibility. In addition, at hypersonic flight speed, the striking weapons on board the aircraft accumulate enormous kinetic energy, turning into kinetic weapons, which, when launched, have a tremendous speed, thanks to which they are able to effectively hit any target at a great distance. The development of supersonic aircraft is being actively pursued in the United States and China. In the United States, hypersonic cruise missiles X - 51 are being developed with a flight speed of 7-8 Mach numbers, a range of about two thousand kilometers and an altitude of up to 30 kilometers. In addition, the SR - 72 hypersonic drone is being developed, and a manned version of it is envisaged. China is actively developing the Yu - 71 and DF - ZF hypersonic gliders, which develop a speed of Mach 10 when launched from a rocket.
Силовая установка двухмоторного летательного аппарата для обеспечения в воздушном пространстве сверхзвуковой скорости полета, должна иметь два комбинированных реактивных двигателя, каждый из которых состоит из трехконтурного турбореактивного двигателя (ТРД) и прямоточного воздушно - реактивного двигателя (ПВРД).The power plant of a twin-engine aircraft to ensure supersonic flight speed in the air must have two combined jet engines, each of which consists of a three-circuit turbojet engine (TRD) and a ramjet engine (ramjet engine).
Известен воздушно-реактивный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания, установленной после турбины. Сжатый за счет скоростного напора атмосферный воздух по кольцевому воздуховоду, с внешней боковой стороны двигателя, поступает через боковые отверстия в форсажную камеру сгорания (Курзинер Р.И. «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета» М. Машиностроение, 1977, стр. 142- 143).Known air-jet engine containing a turbojet engine with an afterburner combustion chamber installed after the turbine. The atmospheric air compressed due to the high-speed pressure through the annular air duct, from the outer side of the engine, enters through the side openings into the afterburner (Kurziner R.I. "Jet engines for high supersonic flight speeds" M. Mechanical Engineering, 1977, p. 142- 143).
Дальнейшее развитие указанного выше технического решения осуществлено в патенте RU 2278986, 04.02.2005, который выбран в качестве прототипа заявленной группы изобретений.Further development of the above technical solution is carried out in patent RU 2278986, 02/04/2005, which is chosen as a prototype of the claimed group of inventions.
В этом патенте силовая установка летательного аппарата включает комбинированный воздушно - реактивный двигатель (КВРД), который имеет два воздушных канала, первый из которых через открытую заслонку подает воздух на вход ТРД. Второй канал является воздуховодом, на входе которого установлена управляемая заслонка, и когда она открыта, воздух за счет скоростного напора, получая предварительное сжатие, через отверстия в боковых стенках выходной камеры сгорания направляется к ее центру. При столкновении потоков воздуха происходит их взаимное торможение и превращение кинетической энергии в дополнительное сжатие воздуха. Выходная камера сгорания имеет форсунку для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха.In this patent, the power plant of the aircraft includes a combined air-jet engine (KVRD), which has two air channels, the first of which, through an open damper, supplies air to the inlet of the turbojet engine. The second channel is an air duct, at the inlet of which a controlled damper is installed, and when it is open, due to the high-speed pressure, receiving preliminary compression, it is directed to its center through holes in the side walls of the outlet combustion chamber. When the air flows collide, their mutual deceleration occurs and the kinetic energy is converted into additional air compression. The outlet combustion chamber has a nozzle for supplying fuel to the area of greatest air compression.
Отличие выходной камеры сгорания в КВРД от известной форсажной камеры сгорания заключается в том, что она непосредственно сообщается с атмосферным воздухом, который получает сжатие за счет скоростного напора. Давление воздуха повышается путем взаимодействия встречных потоков в выходной камере сгорания. Это обеспечивает ее работу в режиме ПВРД, который более экономичен по сравнению с режимом работы ТРД. Открытие и закрытие управляемых запорных заслонок на входе в ТРД и на входе воздуховода обеспечивает работу КВРД в трех режимах, взлет, посадку, разгон ЛА до скорости, при которой эффективно начинает работать ПВРД. Недостатками технического решения, раскрытого в указанном выше патенте, являются:The difference between the outlet combustion chamber in the KVRD from the known afterburner combustion chamber is that it communicates directly with atmospheric air, which is compressed due to the velocity head. The air pressure is increased by the interaction of counter currents in the outlet combustion chamber. This ensures its operation in the ramjet engine mode, which is more economical in comparison with the turbojet engine operation mode. Opening and closing the controllable shut-off valves at the inlet to the turbojet engine and at the inlet of the air duct ensures the operation of the air-jet engine in three modes: take-off, landing, and acceleration of the aircraft to the speed at which the ramjet engine starts to work effectively. The disadvantages of the technical solution disclosed in the above patent are:
- большие газодинамические потери в камере сгорания ПВРД;- large gas-dynamic losses in the ramjet combustion chamber;
- использование в КВРД одноконтурного турбореактивного двигателя с низкими характеристиками, в то время как в настоящее время нашли широкое применение двухконтурные ТРД;- the use of a single-circuit turbojet engine with low characteristics in the KVRD, while at the present time, two-circuit turbojet engines are widely used;
- не используются эффективные технологии построения ПВРД, основанные на организации детонационного горения;- effective technologies for constructing a ramjet engine based on the organization of detonation combustion are not used;
- не обеспечивается длительное время непрерывной работы ПВРД;- a long time of continuous operation of the ramjet is not provided;
- не осуществляется управление вектором тяги при скорости Маха М>3.- thrust vector control is not carried out at Mach speed M> 3.
Задача предлагаемой группы изобретений - создание силовой установки летательного аппарата на основе комбинированных двигателей, способной сочетать в себе возможности и преимущества различных типов воздушно-реактивных двигателей и способ управления ей для того, чтобы обеспечить при малых весах и габаритах оптимальные характеристики по тяге и экономичности в широком диапазоне скоростей и высот полета.The task of the proposed group of inventions is the creation of an aircraft power plant based on combined engines, capable of combining the capabilities and advantages of various types of air-jet engines and a method of controlling it in order to provide optimal characteristics in terms of thrust and economy in a wide range of speeds and altitudes.
Технический результат предлагаемой группы изобретений - создание силовой установки двухмоторного летательного аппарата и способа управления ей, которая обеспечивает полет в воздушном пространстве со скоростью до 5 Махов, с единой системой автоматического управления, обеспечивающей управление направлением движения летательного аппарата и увеличение времени непрерывной работы камер сгорания ПВРД.The technical result of the proposed group of inventions is the creation of a power plant for a twin-engine aircraft and a method for controlling it, which ensures flight in airspace at a speed of up to Mach 5, with a single automatic control system that controls the direction of movement of the aircraft and increases the time of continuous operation of the ramjet combustion chambers.
Предложена силовая установка летательного аппарата, включающая комбинированный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющая два воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя, согласно предложению для двухмоторного летательного аппарата силовая установка содержит два комбинированных двигателя, в которых каждый турбореактивный двигатель выполнен трехконтурным с форсажной полостью, при этом воздухозаборники летательного аппарата, имеющие две управляемые створки, соединены с входами трехконтурных турбореактивных двигателей, а третьи воздушные контуры связаны с входами прямоточных воздушно-реактивных двигателей, при этом прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют кольцевые непрерывно - детонационные камеры сгорания, размещенные вокруг наружных поверхностей форсажных полостей турбореактивных двигателей, при этом каждая непрерывно-детонационная камера сгорания содержит проницаемые матричные форсунки, которые выполнены в виде полуколец, при этом в непрерывно-детонационной камере сгорания одного двигателя полукольца топливных форсунок размещены в горизонтальной плоскости, а в непрерывно-детонационной камере сгорания другого двигателя в вертикальной плоскости, при этом вертикальная и горизонтальная оси симметрии между полукольцами взаимно перпендикулярны. На входе турбореактивных двигателей установлены аддитивные турбовентиляторы, в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками, при этом внешние лопатки турбовентиляторов размещены в третьем контуре турбореактивного двигателя. Силовая установка летательного аппарата включает единая систему управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями, которая включает подсистему полуавтоматического управления векторами тяги, и подсистему, автоматической организации периодической работы непрерывно-детонационных камер сгорания. На наружных поверхностях стенок камер сгорания установлены датчики температуры, узлы подачи жидкого топлива и инициатор детонации, снабженные клапанами, при этом создана система автоматического управления, которая включает вычислительное устройство, чувствительные элементы - датчики температуры и исполнительные элементы - клапаны инициатора детонации и узлов подачи жидкого топлива, при этом датчики температуры связаны с входом вычислительного устройства, выходы которого соединены с клапанами инициатора детонации и узлами подачи топлива.The proposed power plant of an aircraft, including a combined engine containing a turbojet engine and a ramjet engine, having two air channels, one of which is associated with the inlet of the turbojet engine, and the second with the inlet of the ramjet engine, according to the proposal for a twin-engine aircraft the power plant contains two combined engines, in which each turbojet engine is made three-circuit with an afterburner, while the air intakes of the aircraft, having two controllable flaps, are connected to the inputs of three-circuit turbojet engines, and the third air circuits are connected to the inputs of the ramjet engines, when this ramjet engines have continuous annular detonation combustion chambers located around the outer surfaces of the afterburner cavities of turbojet engines, with each continuous detonation The new combustion chamber contains permeable matrix nozzles, which are made in the form of half rings, while in the continuous-detonation combustion chamber of one engine, the half-rings of the fuel injectors are located in the horizontal plane, and in the continuous-detonation combustion chamber of another engine in the vertical plane, while the vertical and horizontal the symmetry axes between the semirings are mutually perpendicular. At the inlet of the turbojet engines, additive turbofans are installed in the form of impellers with three-tier blades, while the outer blades of the turbofans are located in the third circuit of the turbojet engine. The power plant of the aircraft includes a unified control system for ramjet engines, which includes a subsystem for semi-automatic control of thrust vectors, and a subsystem for automatic organization of periodic operation of continuous-detonation combustion chambers. Temperature sensors, liquid fuel supply units and a detonation initiator equipped with valves are installed on the outer surfaces of the combustion chamber walls, while an automatic control system has been created, which includes a computing device, sensitive elements - temperature sensors and actuators - valves of the detonation initiator and liquid fuel supply units , in this case, the temperature sensors are connected to the input of the computing device, the outputs of which are connected to the knock initiator valves and the fuel supply units.
Предложен способ управления силовой установкой летательного аппарата, которая использует традиционное управление турбореактивными двигателями при взлете, посадке и полете со скоростями Маха М≤3, а при достижении скорости полета М>3 по команде пилота управляемые створки воздухозаборников переключают, тем самым выключают турбореактивные двигатели, и включают прямоточные воздушно - реактивные двигатели, которые увеличивают скорость полета летательного аппарата до М≥5, при этом управление вектором тяги осуществляют с помощью полуавтоматической системы управления прямоточными воздушно - реактивными двигателями путем создания у них управляемых векторов тяги для чего в одном полукольце проницаемой матричной форсунки увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце уменьшают, в результате на выходе непрерывно-детонационных камер сгорания возникают две разные по величине реактивные тяги, разность значений между которыми используют для формирования момента, обеспечивающего поворот летательного аппарата в горизонтальной или вертикальной плоскостях, а при одновременном изменении массового расхода топлива в вертикальных и горизонтальных плоскостях в обеих непрерывно-детонационных камерах сгорания обеспечивают всеракурсное управление вектором тяги. С помощью системы автоматического управления осуществляют сравнение текущих температур наружных поверхностей стенок непрерывно-детонационной камеры сгорания с заданными рабочей или начальной температурами и выдают управляющие команды на исполнительные элементы, которые обеспечивают или период детонационного горения или период охлаждения и подготовки к запуску непрерывно-детонационных камер сгорания, при этом смещают время начала работы второй непрерывно-детонационной камеры сгорания относительно первой непрерывно-детонационной камеры сгорания на величину времени детонационного горения в результате в каждом периоде первая и вторая непрерывно-детонационные камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий непрерывную реактивную тягу летательного аппарата, при этом определяют текущее число периодов, при которых время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания будет равно сумме интервалов времен детонационного горения, а при равенстве числа периодов - значению числа усталостной прочности материала, определяют максимальное время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания.A method for controlling the power plant of an aircraft is proposed, which uses the traditional control of turbojet engines during takeoff, landing and flight at Mach speeds M≤3, and when the flight speed M> 3 is reached, at the command of the pilot, the controlled air intake flaps are switched, thereby turning off the turbojet engines, and include ramjet engines, which increase the flight speed of the aircraft to M≥5, while thrust vector control is carried out using a semi-automatic control system for ramjet engines by creating controlled thrust vectors for which in one half-ring of a permeable matrix nozzle they increase mass fuel consumption, and in the other half-ring is reduced, as a result, at the output of continuous-detonation combustion chambers, two jet thrust, different in magnitude, arise, the difference between which is used to form the moment that ensures the turn of the summer the device in the horizontal or vertical planes, and with a simultaneous change in the mass consumption of fuel in the vertical and horizontal planes in both continuous-detonation combustion chambers provide all-aspect control of the thrust vector. With the help of the automatic control system, the current temperatures of the outer surfaces of the walls of the continuous-detonation combustion chamber are compared with the specified operating or initial temperatures and control commands are issued to the actuators that provide either a period of detonation combustion or a period of cooling and preparation for starting continuous-detonation combustion chambers, at the same time, the start time of the second continuous-detonation combustion chamber is shifted relative to the first continuous-detonation combustion chamber by the amount of time of detonation combustion, as a result, in each period, the first and second continuous-detonation combustion chambers will alternately cool, and together they will create a single constant gas flow , creating a continuous jet thrust of the aircraft, while determining the current number of periods at which the time of continuous operation of the continuous-detonation combustion chamber will be equal to the sum of the detonation time intervals combustion, and when the number of periods is equal to the value of the fatigue strength number of the material, the maximum time of continuous operation of the continuous-detonation combustion chamber is determined.
Современные турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД), имеют хорошие технические характеристики, обеспечивающие надежный многократный взлет и посадку самолета, позволяют создать в воздушном пространстве скорость полета равную числу Маха М=2,5. При дальнейшем увеличении скорости полета гидродинамическое сопротивление набегающего воздушного потока становится больше создаваемой ТРДД тяги, и скорость полета начинает уменьшаться. Для дальнейшего увеличения скорости ЛА после достижения им М=2,5 необходимо выключить ТРДД, прекратив подачу в него окислителя и горючего и включить прямоточный воздушно-реактивный двигатель для дальнейшего разгона ЛА.Modern turbojet bypass engines (turbojet engines), have good technical characteristics that provide reliable multiple takeoff and landing of the aircraft, make it possible to create in airspace a flight speed equal to the Mach number M = 2.5. With a further increase in the flight speed, the hydrodynamic resistance of the incoming air flow becomes greater than the thrust created by the turbofan engine, and the flight speed begins to decrease. To further increase the speed of the aircraft after reaching M = 2.5, it is necessary to turn off the turbojet engine, stopping the supply of oxidizer and fuel to it and turn on the ramjet engine for further acceleration of the aircraft.
При выключении ТРДД, продолжают работать вспомогательные силовые установки, которые, вращая электрогенераторы, обеспечивают электроэнергией элементы летательных аппаратов. Если электрогенератор размещен на оси ТРДД, то для обеспечения вращения его вала используются аддитивные турбовентиляторы, которые вращаются от набегающего воздушного потока.When the turbojet engine is turned off, auxiliary power plants continue to operate, which, by rotating the electric generators, provide the elements of the aircraft with electricity. If the generator is located on the turbojet engine axis, then additive turbofans, which rotate from the incoming air flow, are used to ensure the rotation of its shaft.
Повысить термодинамическую эффективность прямоточных воздушно-реактивных двигателей можно путем использования перспективной инновационной технологии, основанной на построении ПВРД на основе камер сгорания, работающих в режиме непрерывно-детонационного горения. По оценкам Я.Б. Зельдовича и при дальнейших исследованиях было показано, что КПД детонационного цикла Зельдовича может на 20-30% превышать КПД цикла Брайтона.It is possible to increase the thermodynamic efficiency of ramjet engines by using a promising innovative technology based on the construction of a ramjet engine based on combustion chambers operating in a continuous-detonation combustion mode. According to Ya.B. Zeldovich, and in further studies it was shown that the efficiency of the Zeldovich detonation cycle can exceed the efficiency of the Brighton cycle by 20-30%.
Замена в ПВРД обычной камеры сгорания на детонационную обеспечит повышение термодинамического коэффициента полезного действия силовой установки и позволит увеличить скорость разгона ЛА.Replacing a conventional combustion chamber in a ramjet with a detonation one will increase the thermodynamic efficiency of the power plant and will increase the aircraft acceleration speed.
При детонационном горении в непрерывно-детонационной камере сгорания возникает детонационная волна, в которой достигается максимальная концентрация химической энергии, запасенной в горючем. Энергия выделяется в режиме самовоспламенения при очень высоких локальных давлениях и температурах в тонком слое ударно-сжатой топливной смеси. Непрерывно-детонационная камера сгорания представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров. Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, через которую подается топливная смесь, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Топливо в камеры сгорания ПВРД каждого комбинированного двигателя подается через проницаемые матричные форсунки, выполненные в виде полуколец. В непрерывно-детонационной камере сгорания первого комбинированного двигателя форсунки в виде полуколец расположены в горизонтальной, а в камере сгорания второго в вертикальной плоскостях.During detonation combustion, a detonation wave arises in a continuous-detonation combustion chamber, in which the maximum concentration of chemical energy stored in the fuel is reached. Energy is released in the autoignition mode at very high local pressures and temperatures in a thin layer of shock-compressed fuel mixture. The continuous-detonation combustion chamber is an annular channel formed by the walls of two coaxial cylinders. If a mixing head is placed on the bottom of the annular channel, through which the fuel mixture is supplied, and the other end of the channel is equipped with a jet nozzle, then a ramjet engine will be obtained. Fuel is supplied to the ramjet combustion chambers of each combined engine through permeable matrix nozzles made in the form of half rings. In the continuous-detonation combustion chamber of the first combined engine, the injectors in the form of half rings are located in the horizontal planes, and in the combustion chamber of the second in the vertical planes.
При этом каждая камера сгорания имеет матричные форсунки с клапанами, инициаторы детонации, а также датчики температуры. Два комбинированных двигателя имеют единую систему автоматического и полуавтоматическую управления, включающую вычислительное устройство, чувствительные и исполнительные элементы. Исходная информация управления поступает в систему от чувствительных элементов датчиков температуры или от пилота. Исполнительными элементами являются клапаны топливных форсунок и инициаторы детонации. Система автоматического управления выполнена таким образом, чтобы обеспечивать режим периодической работы камер сгорания, позволяющий увеличить продолжительность полета летательного аппарата. Когда в систему, данные управления поступают от пилота, она обеспечивает ручное полуавтоматическое управление направлением движения летательного аппарата при скорости полета 5 Махов.Moreover, each combustion chamber has matrix injectors with valves, knock initiators, and temperature sensors. The two combined engines have a single automatic and semi-automatic control system, which includes a computing device, sensing and executive elements. The initial control information enters the system from the sensitive elements of the temperature sensors or from the pilot. The actuating elements are fuel injector valves and knock initiators. The automatic control system is designed in such a way as to provide a mode of periodic operation of the combustion chambers, which makes it possible to increase the duration of the flight of the aircraft. When the system receives control data from the pilot, it provides manual semi-automatic directional control of the aircraft at a flight speed of Mach 5.
После подачи окислителя и топлива в камеру сгорания после их смешения и образования топливо-воздушной смеси включается инициатор детонации в результате возникает непрерывно циркулирующая детонационная волна. В ее небольшой полости, где очень высокие температура и давление, топливо-воздушная смесь, практически полностью сгорает за время каждого оборота детонационной волны по каналу замкнутого сектора. К достоинствам таких камер сгорания относят:After the oxidant and fuel are fed into the combustion chamber, after their mixing and the formation of the fuel-air mixture, the detonation initiator is turned on, as a result of which a continuously circulating detonation wave occurs. In its small cavity, where the temperature and pressure are very high, the fuel-air mixture almost completely burns out during each revolution of the detonation wave through the channel of the closed sector. The advantages of such combustion chambers include:
- простоту конструкции;- simplicity of design;
- квазистационарное истечение продуктов детонации;- quasi-stationary outflow of detonation products;
- высокую частоту циклов (килогерцы);- high frequency of cycles (kilohertz);
- короткую камеру сгорания;- short combustion chamber;
- низкий уровень эмиссии вредных веществ (NO, СО и др.);- low level of emission of harmful substances (NO, CO, etc.);
- низкий уровень шума и вибраций.- low noise and vibration level.
В тоже время ПВРД, построенные на основе непрерывно-детонационной камеры сгорания имеют следующие недостатки:At the same time, a ramjet engine built on the basis of a continuous-detonation combustion chamber has the following disadvantages:
1. Использование топлива в качестве хладагента усложнит конструкцию ПВРД и его систему подачи и управления расходом топлива с помощью не простых распределительных устройств (патент РФ 2605162).1. The use of fuel as a refrigerant will complicate the design of the ramjet engine and its system for supplying and controlling fuel consumption using not simple distribution devices (RF patent 2605162).
2. Не обеспечит большое время непрерывной работы комбинированных двигателей, и тем самым длительность полета летательного аппарата.2. Will not provide a long time of continuous operation of the combined engines, and thus the duration of the flight of the aircraft.
3. ПВРД не создают комбинированному двигателю способность управлять вектором тяги при скорости полета 5 Махов.3. The ramjet does not create the ability of the combined engine to control the thrust vector at a flight speed of Mach 5.
Комбинированные двигатели, использующие при построении ПВРД непрерывно-детонационные камеры сгорания (НДКС), должны учитывать наличие сверхзвуковых скоростей полета летательного аппарата с М=5, особенности процессов, протекающих в НДКС, и возможные способы размещения ПВРД на ТРДД или летательном аппарате. Не учет этих особенностей в существующих комбинированных двигателях приводит к следующим недостаткам:Combined engines that use continuous-detonation combustion chambers (CDCs) in the construction of a ramjet must take into account the presence of supersonic flight speeds of an aircraft with M = 5, the features of the processes occurring in the CDC, and possible ways of placing the ramjet on a turbojet engine or an aircraft. Failure to take these features into account in existing combined engines leads to the following disadvantages:
1. Размещение НДКС в форсажной полости ТРД приводит к энергетическим потерям за счет торможения, выходящего из камеры сгорания, сверхзвукового газового потока, поступающего на дозвуковой вход реактивного сопла.1. Placing the CDC in the afterburner of the turbojet engine leads to energy losses due to the deceleration of the supersonic gas flow leaving the combustion chamber entering the subsonic input of the jet nozzle.
2. Воздействие ударной волны, идущей вверх по потоку, на лопатки турбины ТРД влияет на эффективность ее работы.2. The impact of the shock wave going upstream on the turbine blades of the turbojet engine affects the efficiency of its operation.
3. При детонационном горении происходит быстрый приток огромного количества тепла к стенкам НДКС, нагревая их до высоких температур, приводящих к их разрушению, в результате ПВРД имеет небольшое время непрерывной работы.3. During detonation combustion, there is a rapid inflow of a huge amount of heat to the walls of the CDC, heating them to high temperatures, leading to their destruction, as a result of the ramjet has a short time of continuous operation.
4. При полете летательного аппарата (ЛА) со скоростью М=5-6 Махов управлять вектором тяги ЛА механическим способом практически невозможно, так как сила скоростного напора воздуха становится больше силы, отклоняющей реактивное сопло.4. When an aircraft (AC) is flying at a speed of Mach 5-6, it is practically impossible to mechanically control the aircraft thrust vector, since the force of the high-speed air pressure becomes greater than the force deflecting the jet nozzle.
5. При достижении ЛА скорости М=2,5 работа ТРДД в комбинированном двигателе не эффективна, и для обеспечения дальнейшего повышения скорости летательного аппарата турбореактивный двигатель необходимо отключать.5. When the aircraft reaches the speed of M = 2.5, the operation of the turbojet engine in the combined engine is not effective, and to ensure a further increase in the speed of the aircraft, the turbojet engine must be turned off.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The essence of the invention is illustrated by drawings, where:
Фиг. 1 - схема продольного разреза комбинированных воздушно-реактивных двигателей двухмоторного летательного аппарата;FIG. 1 is a diagram of a longitudinal section of combined jet engines of a twin-engine aircraft;
Фиг. 2 - поперечный разрез в сечении А-А комбинированных воздушно-реактивных двигателей двухмоторного летательного аппарата;FIG. 2 is a cross-section in section A-A of combined jet engines of a twin-engine aircraft;
Фиг. 3 - выноска изображения непрерывно-детонационной камеры сгорания комбинированного двигателя;FIG. 3 - leader of the image of the continuous-detonation combustion chamber of the combined engine;
Фиг. 4 - структурная схема периодической работы двух камер сгорания, у которых Δtг равно Δto и начало работы второй камеры сгорания относительно первой смещено на временной интервал Δtг, где Δtг - интервал детонационного горения, Δto - интервал охлаждения;FIG. 4 is a block diagram of the periodic operation of two combustion chambers, in which Δt g is equal to Δto and the start of operation of the second combustion chamber relative to the first is shifted by the time interval Δt g , where Δt g is the detonation combustion interval, Δto is the cooling interval;
Фиг. 5 - структурная схема характера изменения тяги в первой и второй камерах сгорания и суммарная совместная тяга двух камер сгорания при условии Δtг равно Δto, где Δtг - интервал детонационного горения, Δto -интервал охлаждения;FIG. 5 is a block diagram of the nature of the change in thrust in the first and second combustion chambers and the total joint thrust of the two combustion chambers under the condition Δt g is equal to Δto, where Δt g is the detonation combustion interval, Δto is the cooling interval;
Фиг. 6 - схемы изменения направления полета летательного аппарата в горизонтальной плоскости при отклонении реактивного сопла при М≤3 и при управлении направлением полета при М>3 по разности реактивных тяг.FIG. 6 - diagrams of changing the direction of flight of the aircraft in the horizontal plane with a deflection of the jet nozzle at M≤3 and when controlling the direction of flight at M> 3 according to the difference in jet thrust.
Предлагаемые комбинированные реактивные двигатели двухмоторного летательного аппарата состоят из:The proposed combined jet engines of a twin-engine aircraft consist of:
1 - воздухозаборников;1 - air intakes;
2 - управляемых боковых створок воздухозаборников;2 - controllable side flaps of the air intakes;
3 - клапанов управляемых створок;3 - valves of controlled leaflets;
4 - лопаток адаптивных турбовентиляторов;4 - blades of adaptive turbofans;
5 -третьих наружных воздушных контуров;5 third external air circuits;
6 - непрерывно-детонационных камер сгорания;6 - continuous-detonation combustion chambers;
7 - двух в каждой камере сгорания матричных проточных форсунок, выполненных в виде полуколец в каждом ПВРД;7 - two in each combustion chamber matrix flow nozzles made in the form of half rings in each ramjet engine;
8 - датчиков температур;8 - temperature sensors;
9 - инициаторов детонации;9 - initiators of detonation;
10 - управляемых с помощью клапанов распределительных устройств подачи топлива в детонационные камеры сгорания;10 - valve-controlled distribution devices for supplying fuel to detonation combustion chambers;
11 - бака с топливом летательного аппарата;11 - aircraft fuel tank;
12 - системы управления, обеспечивающей импульсно-периодический режим работы комбинированных двигателей и управление направлением движения летательного аппарата.12 - control system providing a pulse-periodic mode of operation of combined engines and control of the direction of movement of the aircraft.
Предлагаемая силовая установка двухмоторного летательного аппарата, состоит из двух комбинированных реактивных двигателей, каждый из которых включает трехконтурный турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель. При этом ПВРД обоих комбинированных двигателей построены на основе непрерывно-детонационных камер сгорания.The proposed power plant of a twin-engine aircraft consists of two combined jet engines, each of which includes a three-circuit turbojet engine and a ramjet engine. At the same time, the ramjet engines of both combined engines are built on the basis of continuous-detonation combustion chambers.
Элементы и узлы комбинированных двигателей, связаны между собой следующим образом. Входные части турбореактивных двигателей соединены с воздухозаборниками (1) летательного аппарата (ЛА). При этом каждый воздухозаборник имеет две боковые створки (2), управляемые клапанами (3), обеспечивающими переключения набегающего воздушного потока в турбореактивные двигатели или в третий воздушный контур (5) на вход прямоточных воздушно-реактивных двигателей. При этом каждый прямоточный воздушно-реактивный двигатель выполнен из кольцевой непрерывно-детонационной камеры сгорания (6), топливо в которую подают через проницаемые матричные форсунки (7), выполненные в виде полуколец, при этом в первой непрерывно-детонационной камере сгорания полукольца топливных форсунок расположены в горизонтальной, а во второй в вертикальной плоскостях, а непрерывно-детонационные камеры сгорания (6) размещены вокруг наружной поверхности форсажных полостей турбореактивных двигателей.Elements and assemblies of combined engines are interconnected as follows. The inlet parts of the turbojet engines are connected to the air intakes (1) of the aircraft. In this case, each air intake has two side flaps (2), controlled by valves (3), ensuring the switching of the incoming air flow into the turbojet engines or into the third air circuit (5) to the inlet of the ramjet engines. In this case, each ramjet engine is made of an annular continuous-detonation combustion chamber (6), the fuel into which is supplied through permeable matrix nozzles (7), made in the form of half-rings, while in the first continuous-detonation combustion chamber half-rings of fuel injectors are located in the horizontal, and in the second in the vertical planes, and continuous-detonation combustion chambers (6) are placed around the outer surface of the afterburner cavities of turbojet engines.
Кроме того, на входе турбореактивных двигателей установлены аддитивные турбовентиляторы, выполненные в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками, при этом внешние лопатки турбовентиляторов (4) входят в третий контур (5), набегающий воздушный поток в котором вызывает вращение турбовентиляторов и, следовательно, валов двигателей, на которых находятся электрогенераторы.In addition, at the inlet of turbojet engines, additive turbofans are installed, made in the form of impellers with three-tier blades, while the outer blades of the turbofans (4) enter the third circuit (5), the incoming air flow in which causes the rotation of the turbofans and, consequently, the engine shafts on which there are power generators.
Комбинированные реактивные двигатели для двухмоторного летательного аппарата имеют единую систему управления прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Система управления включает две подсистемы, одна из которых осуществляет полуавтоматическое управление векторами тяги ПВРД, а вторая автоматическую организацию режима периодической работы. Общими элементами этих систем являются исполнительные элементы, такие как клапаны управления распределительных устройств (10) подачи топлива в непрерывно-детонационные камеры сгорания из бака с топливом (11) и инициаторы детонации (9), а также вычислительное устройство, а различными являются чувствительные элементы - датчики температуры (8) и управляющее воздействие пилота. Система управления (12) связана с инициаторами детонации (9), выходами датчиков температуры (8) и распределительным устройством (10) и управляющим воздействием пилота.Combined jet engines for a twin-engine aircraft have a single control system for ramjet engines. The control system includes two subsystems, one of which carries out semi-automatic control of the ramjet thrust vectors, and the second automatically organizes the periodic operation mode. The common elements of these systems are actuating elements, such as control valves of distribution devices (10) for supplying fuel to the continuous-detonation combustion chambers from a fuel tank (11) and detonation initiators (9), as well as a computing device, and the sensitive elements are different - temperature sensors (8) and pilot control. The control system (12) is connected with the detonation initiators (9), the outputs of the temperature sensors (8) and the switchgear (10) and the pilot's control action.
В комбинированных двигателях исключено отрицательное влияние ударных волн, идущих в непрерывно-детонационных камерах сгорания вверх по потоку, на работу двухконтурных турбореактивных двигателей. Для этого кольцевые камеры сгорания размещены вокруг наружных поверхностей двухконтурных турбореактивных двигателей в районе форсажной полости (Фиг. 1).In combined engines, the negative influence of shock waves traveling in the continuous-detonation combustion chambers upstream on the operation of by-pass turbojet engines is excluded. For this, annular combustion chambers are placed around the outer surfaces of bypass turbojet engines in the area of the afterburner (Fig. 1).
Электроэнергией летательный аппарат может обеспечивать вспомогательная силовая установка, путем вращения вала электрогенератора. Если электрогенератор установлен на валу ТРДД, то при выключении двигателя прекращается вращение вала и, следовательно, выработка электроэнергии. В этом случае для обеспечения вращения вала двигателя используются аддитивные турбовентиляторы, которые выполнены в виде рабочих колес с трехъярусными лопатками. Внешние лопатки аддитивных турбовентиляторов (4) турбореактивных двигателей размещены в третьих контурах (5), и при отключении ТРДД высоконапорный воздушный поток поступает в третий контур, вызывая вращение турбовентиляторов и, следовательно, вала двигателя, на котором находится электрогенератор.The aircraft can be supplied with electricity by an auxiliary power unit by rotating the shaft of an electric generator. If the electric generator is installed on the turbojet engine shaft, then when the engine is turned off, the rotation of the shaft stops and, consequently, the generation of electricity. In this case, to ensure the rotation of the engine shaft, additive turbofans are used, which are made in the form of impellers with three-tier blades. The outer blades of additive turbofans (4) of turbojet engines are located in the third circuits (5), and when the turbojet engine is turned off, the high-pressure air flow enters the third circuit, causing the turbofans to rotate and, consequently, the engine shaft on which the electric generator is located.
Комбинированные реактивные двигатели двухмоторного летательного аппарата работают следующим образом. При взлете, посадке и увеличении скорости полета до М≤3 работают только два ТРДД в обычных традиционных режимах. При достижении ЛА скорости М>3 и для ее дальнейшего увеличения оба ТРДД выключают путем прекращения подачи в них воздуха и топлива. Для чего подают команду на закрытие распределительных устройств (10) и на клапаны створок воздухозаборников (3), которые срабатывая, перемещают створки в положение, закрывающее вход набегающего воздушного потока на входы ТРДД. Одновременно створки воздухосборников направляют набегающий воздушный поток на входы третьих контуров и далее на входы ПВРД. При этом запускают в каждой ПВРД непрерывно-детонационные камеры сгорания, создающие тягу, увеличивающую скорость полета ЛА.Combined jet engines of a twin-engine aircraft operate as follows. When taking off, landing and increasing the flight speed to M≤3, only two turbojet engines operate in normal traditional modes. When the aircraft reaches the speed M> 3 and for its further increase, both turbojet engines are turned off by stopping the supply of air and fuel to them. For this, a command is given to close the switchgear (10) and to the valves of the air inlet flaps (3), which, when triggered, move the flaps to a position that closes the inlet of the incoming air flow to the turbojet engine inputs. At the same time, the flaps of the air collectors direct the incoming air flow to the inputs of the third circuits and then to the inputs of the ramjet engine. At the same time, continuous-detonation combustion chambers are launched in each ramjet, creating a thrust that increases the aircraft's flight speed.
Управление направлением полета летательного аппарата с комбинированными двигателями при взлете, посадке и полете со скоростями М≤3 осуществляется путем механического отклонения в ТРДД реактивного сопла. Отклонение сопла на угол α, создает момент поворота ЛА относительно его центра тяжести. Величина момента зависит от плеча h, силы и угла отклонения реактивного сопла. При этом способность быстрого изменения угла отклонения сопла α и наличие большого плеча h позволяют осуществлять эффективное маневрирование ЛА (Фиг. 6).The direction of flight of an aircraft with combined engines during takeoff, landing and flight at speeds of M≤3 is controlled by mechanical deflection of the jet nozzle in the turbojet engine. The deflection of the nozzle at an angle α, creates a moment of rotation of the aircraft relative to its center of gravity. The magnitude of the moment depends on the shoulder h, force and angle of deflection of the jet nozzle. At the same time, the ability to quickly change the angle of deflection of the nozzle α and the presence of a large shoulder h allow for effective maneuvering of the aircraft (Fig. 6).
При полете летательного аппарата (ЛА) со скоростью М>3 турбореактивные двигатели выключаются и не осуществляют управление векторами тяги. В этом случае управлять направлением движения ЛА необходимо путем изменения вектора тяги ПВРД. Использовать для этой цели механические способы управления вектором тяги практически невозможно, так как сила скоростного напора воздуха становится больше силы, отклоняющей реактивное сопло. При больших сверхзвуковых скоростях полета М>3 управлять полетом можно только при использовании газодинамического способа управления вектором тяги ПВРД.When an aircraft (AC) is flying at a speed of M> 3, the turbojet engines are turned off and do not control the thrust vectors. In this case, it is necessary to control the direction of the aircraft's motion by changing the ramjet thrust vector. It is practically impossible to use mechanical methods of thrust vector control for this purpose, since the force of the high-speed air pressure becomes greater than the force deflecting the jet nozzle. At high supersonic flight speeds M> 3, it is possible to control the flight only when using the gas-dynamic method of controlling the ramjet thrust vector.
Предложенный способ управления силовой установкой предполагает газодинамический способ управления вектором тяги ПВРД, основанный на создании двух разных по величине реактивных тяг, разность значений между которыми используют для формирования момента, поворота летательного аппарата. Суть способа управления вектором тяги ПВРД при скорости полета более 3 Махов состоит в следующем.The proposed method for controlling the power plant assumes a gas-dynamic method for controlling the ramjet thrust vector, based on the creation of two jet thrust, different in magnitude, the difference in values between which is used to form the moment, turn the aircraft. The essence of the method for controlling the ramjet thrust vector at a flight speed of more than
В первой непрерывно-детонационной камере сгорания полукольца топливных форсунок расположены в горизонтальной, а во второй в вертикальной плоскостях (Фиг. 2). Когда в первом двигателе секундный расход топлива в обоих полукольцах одинаковый, а во втором двигателе в одном полукольце увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце его уменьшают, то на выходе НДКС возникают две разные по величине тяги R1 и R2, разность которых равна ΔR1=R2-R1. Расстояние между центром тяжести ЛА и местом нахождения НДКС является плечом h, в результате управляющий момент М1=ΔR1 х h обеспечивает поворот ЛА влево в горизонтальной плоскости. Если R1 больше R2, то ΔR2=R1-R2, создает момент М2=ΔR2×h, обеспечивающий поворот ЛА вправо в горизонтальной плоскости (Фиг. 6). Аналогично обеспечивают управление ЛА в вертикальной плоскости при изменении массового расхода топлива во втором комбинированном двигателе, при условии, что в первом двигателе ΔR=0. При изменении значений реактивных тяг в обоих двигателях создают моменты M1, М2, М3, М4 и в зависимости от их сочетаний обеспечивают изменение полета ЛА в различных направлениях (всеракурсное управление вектором тяги). Управление вектором тяги обеспечивает система управления, которая по команде пилота, осуществляет с помощью распределительных устройств изменение массового расхода топлива в соответствующих НДКС.In the first continuous-detonation combustion chamber, the half-rings of the fuel injectors are located in the horizontal, and in the second in the vertical planes (Fig. 2). When in the first engine the second fuel consumption in both half-rings is the same, and in the second engine in one half-ring the mass fuel consumption is increased, and in the other half-ring it is reduced, then at the output of the NDKS there are two different thrust values R 1 and R 2 , the difference of which is ΔR 1 = R 2 -R 1 . The distance between the center of gravity of the aircraft and the location of the NDKS is the shoulder h, as a result, the control moment M 1 = ΔR 1 x h ensures the aircraft turns to the left in the horizontal plane. If R 1 is greater than R 2 , then ΔR 2 = R 1 -R 2 , creates a moment M 2 = ΔR 2 × h, which provides the aircraft's rotation to the right in the horizontal plane (Fig. 6). Similarly, the aircraft is controlled in the vertical plane when the mass fuel consumption in the second combined engine changes, provided that ΔR = 0 in the first engine. When the values of the jet thrust change in both engines, the moments M 1 , M 2 , M 3 , M 4 are created and, depending on their combinations, they provide a change in the flight of the aircraft in different directions (all-aspect control of the thrust vector). Thrust vector control is provided by the control system, which, at the command of the pilot, changes the mass fuel consumption in the corresponding NDCS with the help of switchgears.
Для увеличения дальности полета двухмоторного летательного аппарата с комбинированными реактивными двигателями при скорости М>3 необходимо увеличить время непрерывной работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей, созданных на основе непрерывно-детонационных камер сгорания. При детонационном режиме горения химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной детонационной волной.To increase the flight range of a twin-engine aircraft with combined jet engines at a speed of M> 3, it is necessary to increase the time of continuous operation of ramjet engines based on continuous-detonation combustion chambers. In the detonation combustion mode, the chemical reaction of fuel oxidation proceeds in the autoignition mode at high values of temperature and pressure behind a strong detonation wave.
При конечной толщине стенок камеры сгорания температура ее поверхности растет, приближаясь к температуре продуктов сгорания, превышающей температуру плавления материала стенки. Поэтому при длительных режимах работы камеры сгорания ее стенки требуют принудительного охлаждения. Эффективное охлаждение непрерывно детонационных камер сгорания позволит увеличить время их непрерывной работы.With a finite wall thickness of the combustion chamber, its surface temperature increases, approaching the temperature of the combustion products, which exceeds the melting temperature of the wall material. Therefore, during long-term operation of the combustion chamber, its walls require forced cooling. Effective cooling of continuously detonating combustion chambers will increase the time of their continuous operation.
Предложенный способ управления силовой установкой позволяет увеличить время непрерывной работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что обеспечивает увеличение дальности полета летательного аппарата при использовании комбинированных двигателей.The proposed method for controlling the power plant makes it possible to increase the time of continuous operation of a ramjet engine, which ensures an increase in the flight range of an aircraft when using combined engines.
Увеличение времени непрерывной работы ПВРД осуществляют комплексно за счет охлаждения непрерывно-детонационной камеры сгорания по следующим направлениям:The increase in the time of continuous operation of the ramjet is carried out in a complex manner due to the cooling of the continuous-detonation combustion chamber in the following directions:
- изготавливают камеры сгорания из термостойкого с улучшенными прочностными характеристиками материала, обладающего высокой усталостной прочностью;- the combustion chambers are made of heat-resistant material with improved strength characteristics and high fatigue strength;
- организуют периодический режим работы камеры сгорания, обеспечивающей охлаждение ее внутренней стенки воздушным потоком.- organize a periodic mode of operation of the combustion chamber, providing cooling of its inner wall with an air flow.
Непрерывно-детонационные камеры сгорания ПВРД работают в условиях высоких температур (1500-2500° К) и подвергаются жестким местным нагревам, поэтому камеры сгорания необходимо выполнить из материала имеющего высокую жаростойкость и умеренную жаропрочность (рабочее напряжение 15-20 МПа). Материал должен обладать способностью противостоять многократным быстрым нагревам и охлаждениям. Количество таких колебаний температуры, которые способен выдержать материал камеры сгорания, определяется числом, характеризующим значение его усталостной прочности. Таким образом, материал камеры сгорания должен сохранять в условиях высоких температур свою структуру и не деформироваться под действием нагрузки, а также иметь высокую теплопроводность, низкие коэффициенты линейного расширения и высокую усталостную прочность.Continuous detonation ramjet combustion chambers operate at high temperatures (1500-2500 ° K) and are subjected to severe local heating, therefore, the combustion chambers must be made of a material with high heat resistance and moderate heat resistance (operating voltage 15-20 MPa). The material must be able to withstand repeated rapid heating and cooling. The number of such temperature fluctuations that the material of the combustion chamber can withstand is determined by the number that characterizes the value of its fatigue strength. Thus, the material of the combustion chamber should retain its structure at high temperatures and not deform under load, as well as have high thermal conductivity, low coefficients of linear expansion and high fatigue strength.
Анализ характеристик материалов для изготовления камер сгорания показывает, что не один из них не сможет выдержать температуру газового потока камеры сгорания 2500К, которая возникает при полете летательного аппарата со скоростью 5 Махов. В связи с чем, необходимо в процессе детонационного горения обеспечить охлаждение стенок камеры сгорания до температуры, значение которой выдерживает материал камеры сгорания.Analysis of the characteristics of materials for the manufacture of combustion chambers shows that not one of them will be able to withstand the temperature of the gas flow of the combustion chamber 2500K, which occurs when an aircraft is flying at a speed of Mach 5. In this connection, it is necessary in the process of detonation combustion to ensure that the walls of the combustion chamber are cooled to a temperature that the material of the combustion chamber can withstand.
Увеличение времени непрерывной работы комбинированных двигателей в предложенном способе управления силовой установкой достигается за счет охлаждения внутренних стенок непрерывно-детонационной камеры сгорания. Охлаждение внутренних стенок камеры сгорания обеспечивается организацией ее периодической работы. Способ организации периодической работы состоит в том, что процесс детонационного горения осуществляют до момента достижения температуры стенок камеры сгорания значения TP=Ткр-ΔT, где Ткр - критическая температура стенки камеры сгорания, при которой она разрушается, a ΔT - уровень снижения Ткр до рабочего состояния камеры сгорания. В момент достижения стенками температуры TP прекращают подачу топлива в камеру сгорания и процесс детонационного горения прекращается. Воздух, который раньше поступал на вход камеры сгорания в качестве окислителя, становится хладагентом, охлаждая полость кольцевой внутренней стенки камеры сгорания. Когда температура стенки снизится до заданного начального значения ТН, осуществляют подготовку и запуск камеры сгорания. Таким образом, длительность одного периода работы камеры сгорания складывается из промежутка времени детонационного горения Δt г, и промежутков времени охлаждения ее стенок и подготовки камеры сгорания к очередному запуску ΔtO. (Фиг. 4).An increase in the time of continuous operation of combined engines in the proposed method for controlling the power plant is achieved by cooling the inner walls of the continuous-detonation combustion chamber. Cooling of the inner walls of the combustion chamber is ensured by the organization of its periodic operation. The method of organizing periodic work consists in the fact that the detonation combustion process is carried out until the temperature of the walls of the combustion chamber reaches the value T P = T cr -ΔT, where T cr is the critical temperature of the wall of the combustion chamber, at which it collapses, and ΔT is the level of decrease in T cr to the working state of the combustion chamber. At the moment the walls reach the temperature T P, the fuel supply to the combustion chamber is stopped and the detonation combustion process is terminated. The air that used to enter the combustion chamber inlet as an oxidizer becomes a coolant, cooling the cavity of the annular inner wall of the combustion chamber. When the wall temperature drops to a predetermined initial value T H , the combustion chamber is prepared and started. Thus, the duration of one period of operation of the combustion chamber is the sum of the time interval of detonation combustion Δt g, and the time intervals for cooling its walls and preparing the combustion chamber for the next start Δt O. (Fig. 4).
При реализации способа периодической работы детонационной камеры сгорания сумма времен детонационного горения определяет интервал непрерывной работы ПВРД 
Режим периодической работы ПВРД автоматизирован с помощью системы автоматического управления, состоящей из вычислительного устройства, чувствительных и исполнительных элементов. Чувствительными элементами являются датчики температуры, установленные на стенках камеры сгорания, а исполнительными - управляющие клапаны подачи жидкого топлива и клапан инициатора детонации. Выходы датчиков температуры связаны с входом вычислительного устройства, выходы которого соединены с клапанами инициатора детонации и подачи топлива. Вычислительное устройство осуществляет сравнение текущих температур стенок камеры сгорания с заданными рабочей или начальной температурами и выдачу управляющих команд на исполнительные элементы. При периодическом режиме работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей период работы каждого из них будет состоять из времени детонационного горения Δt г, при котором создается реактивная тяга и времени охлаждения и подготовки к запуску камеры сгорания Δto, при котором реактивная тяга отсутствует. Если у первой и второй прямоточных камерах сгорания Δt г = Δto, то смещая время начала работы второй камеры сгорания относительно первой на величину Δt г получим, что когда у первой камеры сгорания начинается суммарный период охлаждения, подготовки и запуска, у второй наступает период детонационного горения (Фиг. 4). В результате в каждом периоде после детонационного горения первой камеры сгорания начинается детонационное горение второй камеры сгорания. В этом случае, в каждом периоде первая и вторая камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий тягу, характер которой представлен на Фиг. 5.The mode of periodic operation of the ramjet is automated using an automatic control system consisting of a computing device, sensing and executive elements. The sensing elements are temperature sensors installed on the walls of the combustion chamber, and the actuating elements are the control valves for the liquid fuel supply and the knock initiator valve. The outputs of the temperature sensors are connected to the input of the computing device, the outputs of which are connected to the knock initiator and fuel supply valves. The computing device compares the current temperatures of the walls of the combustion chamber with the specified operating or initial temperatures and issues control commands to the actuators. In a periodic mode of operation of ramjet engines, the period of operation of each of them will consist of the time of detonation combustion Δt g, at which jet thrust is created and the time for cooling and preparation for starting the combustion chamber Δto, at which there is no jet thrust. If Δt g = Δto for the first and second direct-flow combustion chambers, then shifting the start time of the second combustion chamber relative to the first by the value Δt g, we obtain that when the total period of cooling, preparation and start-up of the first combustion chamber begins, the second begins a period of detonation combustion (Fig. 4). As a result, in each period after the detonation combustion of the first combustion chamber, detonation combustion of the second combustion chamber begins. In this case, in each period, the first and second combustion chambers will alternately be cooled, and together they will create a single constant gas flow, creating a thrust, the nature of which is shown in Fig. five.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020108570A RU2746294C1 (en) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Two-engined aircraft power plant and power plant control method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020108570A RU2746294C1 (en) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Two-engined aircraft power plant and power plant control method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2746294C1 true RU2746294C1 (en) | 2021-04-12 |
Family
ID=75521162
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020108570A RU2746294C1 (en) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Two-engined aircraft power plant and power plant control method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2746294C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114919754A (en) * | 2022-05-12 | 2022-08-19 | 中国航空研究院 | Combined power aircraft full-aircraft power supply device and power supply method |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1182687A (en) * | 1966-07-28 | 1970-03-04 | Snecma | Improvements in or relating to Multiflow Jet Propulsion Engines |
| US5694768A (en) * | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
| RU2386829C1 (en) * | 2009-05-20 | 2010-04-20 | Владимир Леонидович Письменный | Hypersonic turbo ejector engine |
| RU2613755C1 (en) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Turboram air-jet engine |
| RU2706870C1 (en) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Air-jet detonation engine on solid fuel and method of its operation |
-
2020
- 2020-02-28 RU RU2020108570A patent/RU2746294C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1182687A (en) * | 1966-07-28 | 1970-03-04 | Snecma | Improvements in or relating to Multiflow Jet Propulsion Engines |
| US5694768A (en) * | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
| RU2386829C1 (en) * | 2009-05-20 | 2010-04-20 | Владимир Леонидович Письменный | Hypersonic turbo ejector engine |
| RU2613755C1 (en) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Turboram air-jet engine |
| RU2706870C1 (en) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Air-jet detonation engine on solid fuel and method of its operation |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114919754A (en) * | 2022-05-12 | 2022-08-19 | 中国航空研究院 | Combined power aircraft full-aircraft power supply device and power supply method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
| Andreadis | Scramjet engines enabling the seamless integration of air & space operations | |
| CN103195612B (en) | Multifunctional turbofan jet engine | |
| RU2674172C1 (en) | Turbo engine and method for operation thereof | |
| Tomioka et al. | System Analysis of a Hydrocarbon-fueled RBCC engine applied to a TSTO Launch Vehicle | |
| AU2020100803A4 (en) | Reusable, accelerating, hydrogen fuelled Scramjet with Fixed Geometry and Shape Transition | |
| CN112797442A (en) | Method and system for rotary detonation combustion | |
| CN113864082B (en) | Aviation jet engine | |
| AU2018279791B2 (en) | Flight vehicle air breathing engine with isolator having bulged section | |
| Gamble et al. | Nozzle selection and design criteria | |
| RU2746294C1 (en) | Two-engined aircraft power plant and power plant control method | |
| CN203214192U (en) | Multi-functional turbofan engine | |
| RU2603305C1 (en) | Return carrier rocket stage | |
| Lam et al. | Pulse detonation engine technology: an overview | |
| Kobayashi et al. | Optimization method on TSTO spaceplane system powered by airbreather | |
| Khan et al. | Design of hypersonic scramjet engine operating between Mach 5 to Mach 9 | |
| RU2470834C1 (en) | Aircraft | |
| Sekar et al. | Performance of a turbojet engine with fluidic thrust vectoring | |
| CN104963788A (en) | Hybrid engine applicable for aviation, spaceflight and navigation | |
| RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
| Imran | Introduction to aerospike and its aerodynamic features | |
| El-Sayed et al. | Turbine-Based Engines: Turbojet, Turbofan, and Turboramjet Engines | |
| Rodgers et al. | Advances in small turbopropulsion engine technology | |
| Anvekar | Aircraft Propulsion | |
| Zenkner et al. | Variable Cycle Engine Concepts and Component Technologies-An Overview |