Результат интеллектуальной деятельности: Регулятор расхода маршевого топлива ракетно-прямоточного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для регулирования расхода продуктов газогенерации маршевого топлива в ракетно-прямоточных двигателях.

Известен регулятор расхода продуктов газогенерации ракетно-прямоточного двигателя (РИД), размещенный между газогенератором и камерой дожигания, описанный в патенте RU2750244C1, F02K 7/18, 24.06.2021 г. Он состоит из передней и задней крышек с теплозащитными покрытиями (ТЗП), проходного канала, смещенного относительно оси регулятора в радиальном направлении, соплового вкладыша, электропривода с редуктором, на валу которого закреплена грибовидная поворотная заслонка. Данное техническое решение взято за прототип.

Анализ конструкции прототипа выявил возможные недостатки:

В проходном канале на некоторых режимах работы, например при полностью открытой поворотной заслонке, может формироваться критическое сечение потока на выходе из проходного канала, непосредственно перед входом в камеру дожигания, из-за чего в камере дожигания будет происходить чрезмерное расширение потока продуктов газогенерации с увеличением его скорости, вплоть до сверхзвуковых, вследствие чего будет ухудшаться перемешивание продуктов газогенерации с поступающим атмосферным воздухом. В области поворотной заслонки возможны газодинамические потери за счет резких изменений направления движения потока продуктов газогенерации. Кроме того, имеются трудности с прогнозированием необходимого угла поворота заслонки системой управления для поддержания требуемой площади сечения проходного канала, обеспечивающей необходимый расход продуктов газогенерации.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков прототипа, а именно: обеспечение оптимальной скорости поступления продуктов газогенерации в камеру дожигания при любой степени открытия поворотной заслонки, минимизация газодинамических потерь газового потока в области поворотной заслонки и упрощение прогнозирования необходимой площади проходного критического сечения.

Поставленная цель достигается тем, что регулятор расхода маршевого топлива РПД, содержит переднюю и заднюю крышки с теплозащитным покрытием, проходной канал с сопловым вкладышем, поворотную заслонку с электроприводом, в поворотной заслонке имеется профилированное отверстие, передняя кромка соплового вкладыша выступает над плоскостью передней крышки, входное отверстие проходного канала выполнено с сужением, при этом наименьший диаметр профилированного отверстия равен диаметру входного отверстия проходного канала, а их взаимное перекрытие формирует проходное критическое сечение.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется описанием и фигурами, на которых:

- фиг. 1 - схема регулятора расхода маршевого топлива РПД;

- фиг. 2 - вид на регулятор расхода со стороны газогенератора;

- фиг. 3 - геометрическая схема расчета проходного критического сечения на входе в проходной канал.

Предлагаемый регулятор расхода маршевого топлива РПД размещен между газогенератором и камерой дожигания и состоит (фиг.1) из передней (1) и задней (2) крышек с теплозащитным покрытием, соплового вкладыша (3) с внутренним проходным каналом (4), поворотной заслонки (5) с электроприводом (6). В поворотной заслонке (5) имеется профилированное отверстие (7), расположенное на равном с проходным каналом (4) расстоянии от оси качения регулятора, передняя кромка соплового вкладыша (3) выступает над плоскостью передней крышки, а входное отверстие проходного канала (4) выполнено с сужением (8). В области взаимного примыкания поворотной заслонки (5) и передней кромки соплового вкладыша (3) наименьший диаметр профилированного отверстия (7) соответствует диаметру входного отверстия проходного канала (4).

Функционирование регулятора расхода маршевого топлива РПД, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, осуществляется следующим образом. Поток продуктов газогенерации через профилированное отверстие (7) поворотной заслонки (5) и проходной канал (4) соплового вкладыша (3) устремляется в камеру дожигания (на фиг. не показан), при этом при любом положении поворотной заслонки (5) профилированное отверстие (7) и сужение (8) проходного канала (4) формируют проходное критическое сечение (фиг.2), после прохождения которого, вследствие расширения и возникновения скачков уплотнения в проходном канале (4), поток снижает свою скорость, обеспечивая оптимальное перемешивание в камере дожигания продуктов газогенерации с поступающим атмосферным воздухом.

Организация прямого движения продуктов газогенерации через профилированное отверстие (7) поворотной заслонки (5) в проходной канал (4) соплового вкладыша (3) без изменения его направления позволяет снизить общие газодинамические потери.

Учитывая, что площадь проходного критического сечения формируется взаимным перекрытием двух простых равных отверстий (фиг.3), имеем ее следующую математическую модель:

где: - расстояние между осями профилированного отверстия (7) и проходного канала (4);

- угол сектора взаимного перекрытия профилированного отверстия (7) поворотной заслонки (5) с отверстием проходного канала (4);

α - угол открытия поворотной заслонки (5);

R - радиус внутреннего сужения (8) проходного канала (4);

L - расстояние между осями качения поворотной заслонки (5) и проходного канала (4).

Использование данной математической модели площади проходного критического сечения легко и практически реализуемо на программном уровне системы управления летательным аппаратом.

Работоспособность предлагаемого регулятора расхода маршевого топлива РПД обоснована расчетными исследованиями и подтверждена испытаниями.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет достичь поставленной цели, а именно: обеспечить оптимальную скорость поступления продуктов газогенерации в камеру дожигания при любой степени открытия поворотной заслонки, минимизировать газодинамические потери газового потока в области поворотной заслонки и упростить прогнозирование необходимой площади проходного критического сечения.