RU2790386C1

RU2790386C1 - Main pulsating ramjet engine

Info

Publication number: RU2790386C1
Application number: RU2022102659A
Authority: RU
Inventors: Владимир Васильевич Бирюк; Леонид Павлович Шелудько; Александра Борисовна Шиманова; Артём Андреевич Шиманов; Алексей Александрович Горшкалев; Михаил Юрьевич Анисимов
Filing date: 2022-02-03
Publication date: 2023-02-17

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: invention relates to rocket technology, in particular to missiles having a warhead, a main pulsating ramjet engine and an accelerating solid-fuel engine. The main engine has an input diffuser, a block of pulsating combustion chambers, an output jet nozzle. The block of pulsating combustion chambers has four fixed horizontal combustion chambers, the first and second rotating valve discs installed in front and behind the combustion chambers and connected by a common shaft, a fuel system, a control system. Rotary nozzle blades and rotating working blades mounted on a common shaft are placed between the inlet diffuser and the first valve disc. The fuel tank is connected to the combustion chambers through a fuel valve, an internal cavity of the common shaft and a fixed fuel supply unit to the combustion chambers. The control system is connected by pulse lines with a speed sensor, a fuel valve, a nozzle blade rotation device and provides synchronization of the number of revolutions of rotating valve discs, fuel supply processes and ignition in each combustion chamber.

EFFECT: simplification of the design is achieved.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, имеющем головную часть, маршевый пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель и разгонный твердотопливный двигатель.The invention relates to rocketry, in particular to rockets having a warhead, a mid-flight pulsating ramjet engine and an accelerating solid propellant engine.

Известен газотурбинный двигатель периодического сгорания содержащий воздушный компрессор, три неподвижные пульсирующие камеры сгорания снабженные вращающимися золотниками последовательно перекрывающими впускные и выпускные окна камер сгорания. (Э.А. Манушин, В.Е. Михальцев, А.П. Чернобровкин. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. рис. 99, стр. 239 М. «Машиностроение», 1977.). Недостатки этого газотурбинного двигателя связаны с тем, что пульсирующие камеры сгорания выполнены неохлаждаемыми и снабжены вращающимися золотниками, что приводит к низкой надежности двигателя. Кроме того, он не имеет систему регулирования мощности пульсирующих камер сгорания.Known gas turbine intermittent combustion engine containing an air compressor, three stationary pulsating combustion chambers equipped with rotating spools successively blocking the inlet and outlet windows of the combustion chambers. (E.A. Manushin, V.E. Mikhaltsev, A.P. Chernobrovkin. Theory and design of gas turbine and combined plants. Fig. 99, p. 239 M. "Engineering", 1977.). The disadvantages of this gas turbine engine are due to the fact that the pulsating combustion chambers are made uncooled and equipped with rotating spools, which leads to low reliability of the engine. In addition, it does not have a system for regulating the power of pulsating combustion chambers.

Известен способ работы и устройство блока пульсирующих камер сгорания (Патент РФ №261036), содержащего три неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, первый и второй вращающиеся клапанные диски, топливную систему, систему управления, систему искрового зажигания, импульсные линии зажигания, устройства искрового зажигания со свечами зажигания), трубопроводы топлива, топливный кран: первый и второй вращающиеся клапанные диски снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед входными воздушными окнами камер сгорания, а второй клапанный диск установлен за выходными газовыми окнами камер сгорания, клапанные диски имеют общий вал и связаны через редуктор с электродвигателем постоянного тока; система управления связана с электродвигателем постоянного тока, система искрового зажигания связана импульсными линиями через устройство искрового зажигания со свечами зажигания в камерах сгорания, топливный кран соединен топливопроводами через топливную систему с топливными форсунками камер сгорания (Патент РФ №2610362). Положительным качеством блока камер сгорания является применение вращающихся клапанных дисков связанных с электродвигателем постоянного тока, что позволяет регулировать нагрузку камер сгорания.A known method of operation and arrangement of a block of pulsating combustion chambers (RF Patent No. 261036), containing three fixed horizontal pulsating combustion chambers with inlet air and outlet gas windows, the first and second rotating valve discs, a fuel system, a control system, a spark ignition system, impulse lines ignition, spark ignition devices with spark plugs), fuel lines, fuel cock: the first and second rotating valve disks are provided with air and gas ports, respectively, the axes of the rotating valve disks coincide with the horizontal axis of the combustion chamber block, the first valve disk is installed in front of the inlet air windows of the combustion chambers, and the second valve disk is installed behind the outlet gas windows of the combustion chambers, the valve disks have a common shaft and are connected through a gearbox with a DC electric motor; the control system is connected to a DC electric motor, the spark ignition system is connected by impulse lines through a spark ignition device to spark plugs in the combustion chambers, the fuel cock is connected by fuel lines through the fuel system to the fuel injectors of the combustion chambers (RF Patent No. 2610362). A positive quality of the block of combustion chambers is the use of rotating valve discs connected to a DC electric motor, which allows you to adjust the load of the combustion chambers.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является пульсирующий турбореактивный двигатель (Патент РФ №2674091). снабженный входным диффузором, компрессором, газовой турбиной, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащем четыре неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, два - первый и второй вращающиеся клапанные диски, топливную систему, систему управления, систему искрового зажигания, импульсные линии зажигания, устройства искрового зажигания со свечами зажигания, топливную систему, топливный клапан, топливопроводы, топливные форсунки: первый и второй вращающиеся клапанные диски связанные общим валом, снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед входными воздушными окнами камер сгорания, а второй клапанный диск размещен за выходными газовыми окнами камер сгорания, клапанные диски имеют общий вал; радиальные оси четырех воздушных отверстий первого клапанного диска расположены под углами 45°, 135°, 225° и 315° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания, а радиальные оси четырех газовых отверстий второго клапанного диска расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания; система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов, с топливной системой, с электродвигателем постоянного тока, со свечами зажигания в камерах сгорания, топливный кран соединен топливопроводами через топливную систему с топливными форсунками в камерах сгорания. Пульсирующий турбореактивный двигатель по этому патенту прият в качестве прототипа к изобретению. Недостатками прототипа является его конструктивная сложность и высокая стоимость, связанные с применением в нем компрессора, газовой турбины и системы электроснабжения с электродвигателем постоянного тока.The closest in technical essence to the invention is a pulsating turbojet engine (RF Patent No. 2674091). equipped with an inlet diffuser, a compressor, a gas turbine, an outlet jet nozzle and a block of pulsating combustion chambers, containing four fixed horizontal pulsating combustion chambers with inlet air and outlet gas windows, two - the first and second rotating valve discs, a fuel system, a control system, a spark ignition, ignition impulse lines, spark ignition devices with spark plugs, fuel system, fuel valve, fuel lines, fuel injectors: the first and second rotating valve disks connected by a common shaft are provided with air and gas ports, respectively, the axes of the rotating valve disks coincide with the horizontal the axis of the block of combustion chambers, the first valve disc is installed in front of the inlet air windows of the combustion chambers, and the second valve disc is placed behind the outlet gas windows of the combustion chambers, the valve discs have a common shaft; the radial axes of the four air holes of the first valve disk are located at angles of 45°, 135°, 225° and 315° relative to the central vertical axis of the combustion chamber block, and the radial axes of the four gas holes of the second valve disk are located at the angles of 0°, 90°, 180° and 270° relative to the central vertical axis of the block of combustion chambers; the control system is connected by impulse lines to the speed sensor, to the fuel system, to the DC electric motor, to the spark plugs in the combustion chambers, the fuel cock is connected by fuel lines through the fuel system to the fuel injectors in the combustion chambers. The pulsating turbojet engine of this patent is accepted as a prototype for the invention. The disadvantages of the prototype is its design complexity and high cost associated with the use of a compressor, a gas turbine and a power supply system with a DC motor.

Целью изобретения является устранение недостатков прототипа, упрощение конструкции и создание маршевого ракетного прямоточного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. Поставленная цель достигается за счет того, что маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель снабженный входным диффузором, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащем четыре неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, первый и второй вращающиеся клапанные диски, связанные общим валом, датчиком числа оборотов клапанных дисков, топливной системой, системой управления с импульсными линиями; топливная система содержит топливный клапан, топливопроводы, топливные форсунки в камерах сгорания: первый и второй вращающиеся клапанные диски снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед, а второй за выходными камерами сгорания; радиальные оси четырех воздушных отверстий первого клапанного диска расположены под углами 45°, 135°^,, 225° и 315° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания, а радиальные оси четырех газовых отверстий второго клапанного диска расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно этой оси; система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов, со свечами зажигания в камерах сгорания, с топливный краном и с топливными форсунками в камерах сгорания, причем маршевый двигатель снабжен топливным баком, дополнительными поворотными сопловыми лопатками, вращающимися рабочими лопатками, механизмом поворота сопловых лопаток, неподвижным блоком подвода топлива к камерам сгорания; поворотные сопловые и вращающиеся рабочие лопатки размещены между входным диффузором и первым вращающимся клапанным диском, поворотные сопловые лопатки связаны с механизмом поворота сопловых лопаток, рабочие лопатки установлены на общем валу; передняя часть общего вала имеет внутреннюю топливную полость, блок подвода топлива к камерам сгорания выполнен неподвижный и размещен над верхней поверхностью полой части общего вала, рабочие лопатки укреплены на общем валу, топливный бак соединен топливопроводами с камерами сгорания через топливный клапан, отверстия во внутренней топливной полости общего вала, отверстия в блоке подвода топлива и трубопроводами подачи топлива к форсункам камер сгорания, система управления связана импульсными линиями с датчиком числа оборотов дисков, с топливным краном и с механизмом поворота сопловых лопаток.The aim of the invention is to eliminate the shortcomings of the prototype, simplify the design and create a sustainer rocket ramjet pulsating jet engine. This goal is achieved due to the fact that the marching ramjet pulsating air-jet engine is equipped with an inlet diffuser, an outlet jet nozzle and a block of pulsating combustion chambers, containing four fixed horizontal pulsating combustion chambers with inlet air and outlet gas windows, the first and second rotating valve disks, connected by a common shaft, valve disc speed sensor, fuel system, control system with impulse lines; the fuel system contains a fuel valve, fuel lines, fuel injectors in the combustion chambers: the first and second rotating valve disks are provided with air and gas windows, respectively, the axes of the rotating valve disks coincide with the horizontal axis of the combustion chamber block, the first valve disk is installed in front, and the second behind output combustion chambers; the radial axes of the four air holes of the first valve disk are located at angles of 45°, 135° ^, , 225° and 315° relative to the central vertical axis of the combustion chamber block, and the radial axes of the four gas holes of the second valve disk are located at the angles of 0°, 90°, 180 ° and 270° about this axis; the control system is connected by impulse lines with a speed sensor, with spark plugs in the combustion chambers, with a fuel cock and with fuel injectors in the combustion chambers, and the main engine is equipped with a fuel tank, additional rotary nozzle vanes, rotating rotor blades, a mechanism for turning nozzle vanes, fixed block for supplying fuel to the combustion chambers; rotary nozzle and rotating rotor blades are placed between the inlet diffuser and the first rotating valve disk, rotary nozzle blades are connected to the mechanism for rotating nozzle blades, rotor blades are mounted on a common shaft; the front part of the common shaft has an internal fuel cavity, the block for supplying fuel to the combustion chambers is fixed and placed above the upper surface of the hollow part of the common shaft, the rotor blades are mounted on the common shaft, the fuel tank is connected by fuel lines to the combustion chambers through the fuel valve, the holes in the internal fuel cavity a common shaft, an opening in the fuel supply unit and pipelines for supplying fuel to the injectors of the combustion chambers, the control system is connected by impulse lines to the disk speed sensor, to the fuel cock and to the mechanism for rotating the nozzle vanes.

Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить его соответствие критерию «новизна» и соответствие критерию «существенные отличия». Техническая сущность предложенных технических решений поясняется чертежами. На Фиг. 1 изображена схема маршевого прямоточного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. Здесь 1 - топливный бак, 2 - входной диффузор, 3 - поворотные сопловые лопатки, 4 - рабочие лопатки, 5 - первый клапанный диск, 6 - блок камер сгорания, 7 - второй клапанный диск, 8 - выходное газовое сопло, 9 - топливопровод, 10 - топливный кран, 11 - датчик числа оборотов, 12 - общий вал с входной внутренней топливной полостью, 13 - блок подвода топлива к камерам сгорания, 14 - свечи зажигания, 15 - подшипники 16 - механизм поворота сопловых лопаток, 17 - импульсные линии, 18 - устройство управления. На Фиг. 2 изображен блок пульсирующих камер сгорания. На Фиг. 3 и 4 изображены первый и второй вращающиеся клапанные диски. На Фиг. 5 изображен блок подвода топлива к камерам сгорания. Здесь: а) соответствует углу поворота общего вала 12, первого клапанного диска 5 и второго клапанного диска 7 на 45° относительно вертикальной оси блока камер сгорания, при котором топливо по трубопроводу 1 подается в первую камеру блока камер 6 сгорания и по трубопроводу 3 в третью камеру сгорания блока камер сгорания 6. Индекс в) соответствует углу поворота общего вала 12 и первого клапанного диска 5 на 90° при котором топливо по трубопроводу 2 подается во вторую камеру сгорания блока камер 6 и по трубопроводу 4 в четвертую камеру сгорания блока камер сгорания 6.Comparison of the claimed technical solution with the prototype made it possible to establish its compliance with the criterion of "novelty" and compliance with the criterion of "significant differences". The technical essence of the proposed technical solutions is illustrated by drawings. On FIG. 1 shows a diagram of a marching ramjet ramjet engine. Here 1 - fuel tank, 2 - inlet diffuser, 3 - rotary nozzle vanes, 4 - working blades, 5 - first valve disk, 6 - combustion chamber block, 7 - second valve disk, 8 - outlet gas nozzle, 9 - fuel line, 10 - fuel cock, 11 - speed sensor, 12 - common shaft with an input internal fuel cavity, 13 - block for supplying fuel to the combustion chambers, 14 - spark plugs, 15 - bearings 16 - nozzle vane rotation mechanism, 17 - impulse lines, 18 - control device. On FIG. 2 shows a block of pulsating combustion chambers. On FIG. 3 and 4 show first and second rotating valve discs. On FIG. 5 shows a block for supplying fuel to the combustion chambers. Here: a) corresponds to the angle of rotation of the common shaft 12, the first valve disk 5 and the second valve disk 7 by 45° relative to the vertical axis of the block of combustion chambers, at which fuel is supplied through pipeline 1 to the first chamber of the block of combustion chambers 6 and through pipeline 3 to the third combustion chamber of the block of combustion chambers 6. Index c) corresponds to the angle of rotation of the common shaft 12 and the first valve disk 5 by 90° at which fuel is supplied through pipeline 2 to the second combustion chamber of the block of chambers 6 and through pipeline 4 to the fourth combustion chamber of the block of combustion chambers 6 .

Маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом. После старта ракеты и увеличения ее скорости до требуемой, отключается и отделяется стартовый твердотопливный двигатель. Устройство управления 18 по данным датчика числа оборотов 11 передает по импульсным линиям 17 управляющие сигналы на топливный клапан 10, на механизм поворота сопловых лопаток 16 в положение, при котором высокоскоростной поток воздуха, входящий в двигатель из входного диффузора 2, приводит во вращение с требуемым числом оборотов рабочие лопатки 4, установленные на общем валу с входной внутренней топливной полостью 12, первый клапанный диск 5, второй клапанный диск 7. При этом воздух, в соответствии с углом поворота первого клапанного диска 5, поступает через его открытые входные воздушные окна в соответствующие камеры сгорания блока камер сгорания (Фиг. 2). После поворота первого клапанного диска 5 и второго клапанного диска 7 на угол, при котором входы и выходы камер сгорания закрываются телами клапанных дисков 5 и 7, топливо из топливного бака 1 поступает через топливопровод 9, открытый топливный клапан 10, полую часть общего вала с входной топливной полостью 12, открытые окна в общем вале с входной топливной полостью 12, открытые окна в блоке подвода топлива к камерам сгорания 13 и через топливопроводы 1 и 3 (Фиг. 5) к форсункам камер сгорания 1 и 3 (индекс а) на фиг 5). При повороте дисков 5 и 7 на 45° относительно вертикальной оси блока камер сгорания, открываются выходные газовые окна на втором клапанном диске 7 и продукты сгорания выходят из второй и четвертой камер сгорания и с большой скоростью через выходное газовое сопло 8 сбрасываются в атмосферу, создавая движущую тягу двигателю. При повороте дисков 5 и 7 на следующий угол 45° происходит подача топлива в камеры сгорания 2 и 4 (индекс в) на фиг 5).Marching ramjet pulsating jet engine operates as follows. After the rocket is launched and its speed is increased to the required one, the starting solid propellant engine is switched off and separated. The control device 18, according to the data of the speed sensor 11, transmits control signals via the impulse lines 17 to the fuel valve 10, to the mechanism for turning the nozzle vanes 16 to a position in which the high-speed air flow entering the engine from the inlet diffuser 2 rotates with the required number revolutions of the blades 4 mounted on a common shaft with an input internal fuel cavity 12, the first valve disk 5, the second valve disk 7. In this case, the air, in accordance with the angle of rotation of the first valve disk 5, enters through its open inlet air windows into the corresponding chambers combustion block of combustion chambers (Fig. 2). After turning the first valve disc 5 and the second valve disc 7 at an angle at which the inlets and outlets of the combustion chambers are closed by the bodies of the valve discs 5 and 7, fuel from the fuel tank 1 flows through the fuel line 9, the open fuel valve 10, the hollow part of the common shaft with the input fuel cavity 12, open windows in the common shaft with the input fuel cavity 12, open windows in the fuel supply unit to combustion chambers 13 and through fuel lines 1 and 3 (Fig. 5) to the injectors of combustion chambers 1 and 3 (index a) in Fig. 5 ). When the discs 5 and 7 are rotated by 45° relative to the vertical axis of the block of combustion chambers, the outlet gas windows on the second valve disc 7 open and the combustion products exit the second and fourth combustion chambers and are discharged into the atmosphere through the outlet gas nozzle 8 at high speed, creating a driving force. engine thrust. When disks 5 and 7 are rotated to the next angle of 45°, fuel is supplied to combustion chambers 2 and 4 (index c) in Fig. 5).

Применение в маршевом прямоточном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе поворотных сопловых лопаток и вращающихся рабочих лопаток, укрепленных на общем валу, позволяет использовать кинетическую энергию высокоскоростного потока воздуха входящего в маршевый двигатель для обеспечения вращения клапанных дисков и отказаться от применения приводного электродвигателя. Применение блока подвода и распределения топлива между камерами сгорания позволяет отказаться от применения в двигателе топливных клапанов для каждой камеры сгорания. После запуска двигателя топливо подогревается до температуры выше 250°, поэтому предлагаемый метод подачи топлива в камеры сгорания позволяет использовать принцип самовозгорания топлива в камерах сгорания. Предлагаемая система управления двигателем позволяет регулировать частоту вращения клапанных дисков, тепловую мощность и тягу двигателя.The use of rotary nozzle vanes and rotating blades mounted on a common shaft in a sustainer ramjet pulsating air-jet engine makes it possible to use the kinetic energy of a high-speed air flow entering the sustainer engine to ensure the rotation of valve disks and to abandon the use of a drive motor. The use of a block for supplying and distributing fuel between the combustion chambers makes it possible to abandon the use of fuel valves in the engine for each combustion chamber. After starting the engine, the fuel is heated to a temperature above 250°, so the proposed method of supplying fuel to the combustion chambers makes it possible to use the principle of spontaneous combustion of fuel in the combustion chambers. The proposed engine control system allows you to adjust the frequency of rotation of the valve discs, thermal power and engine thrust.

Claims

Propulsion ramjet ramjet engine, equipped with an inlet diffuser, an outlet jet nozzle and a block of pulsating combustion chambers containing four fixed horizontal pulsating combustion chambers with inlet air and outlet gas windows, the first and second rotating valve discs connected by a common shaft, a speed sensor valve disks, fuel system, control system, impulse lines: the fuel system contains a fuel valve, fuel lines, fuel injectors in the combustion chambers: the first and second rotating valve disks are provided with air and gas windows, respectively, the axes of the rotating valve disks coincide with the horizontal axis of the block combustion chambers, the first valve disc is installed in front of, and the second behind the outlet combustion chambers; the radial axes of the four air holes of the first valve disk are located at angles of 45°, 135°, 225° and 315° relative to the central vertical axis of the combustion chamber block, and the radial axes of the four gas holes of the second valve disk are located at the angles of 0°, 90°, 180° and 270° about this axis; the control system is connected by impulse lines with a speed sensor, with spark plugs in the combustion chambers, characterized in that the main engine is equipped with a fuel tank, additional rotary nozzle vanes, rotating working blades, a mechanism for rotating nozzle vanes, a fixed block for supplying fuel to the combustion chambers; rotary nozzle and rotating rotor blades are placed between the inlet diffuser and the first rotating valve disk, rotary nozzle blades are connected to the mechanism for rotating nozzle blades, rotor blades are mounted on a common shaft; the front part of the common shaft has an internal fuel cavity, the block for supplying fuel to the combustion chambers is fixed, it is placed above the hollow part of the common shaft, the rotor blades are mounted on the common shaft, the fuel tank is connected by fuel lines to the combustion chambers through the fuel valve, the holes in the internal fuel cavity of the common shaft, holes in the fuel supply unit and pipelines for supplying fuel to the injectors of the combustion chambers, the control system is connected by impulse lines to the disc speed sensor, to the fuel cock and to the mechanism for turning the nozzle vanes.