Результат интеллектуальной деятельности: Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе и способ функционирования двигателя

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано при проектировании прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются перспективным направлением развития движителей летательных аппаратов в связи с увеличением их энерго-баллистической эффективности за счет возможности уменьшения количества окислителя в топливе и замены его забортным воздухом.

Известные ПВРД используют в качестве горючего, в основном, жидкие или псевдожидкие компоненты. Так, в устройстве по патенту РФ №2516735 водород, инкапсулированный в углеродные нанотрубки, подается в камеру сгорания через перфорированные стенки и форсунки. Недостатком изобретения является высокая трудоемкость изготовления, как перфорированных стенок, так и углеродных нанотрубок с водородом.

Известно устройство по патенту РФ №2573425, в котором первичным горючим является водород, продукты сгорания которого в виде паров воды являются окислителем для вторичного продукта - неоксидированных наночастиц алюминия размером не более 25 нанометров. Для защиты наночастиц алюминия от окисления предлагается горючее антиоксидантное покрытие, например, карбид алюминия. Недостатком этого изобретения являются высокие трудоемкости и дороговизна изготовления неоксидированных наночастиц алюминия. Кроме того, как и для всех ПВРД на жидком горючем, недостатком является увеличение габаритных размеров двигателя из-за меньшей его плотности по сравнению с твердым горючим.

Известны прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом топливе. Наиболее близким к предлагаемому изобретению по устройству и способу функционирования является ПВРД на твердом горючем и способ функционирования по патенту РФ №2565131. Данные устройство и способ приняты авторами за прототип.

В данном изобретении ПВРД на твердом топливе содержит воздухозаборное устройство, газогенератор, выполненный в отдельном корпусе с зарядом твердого горючего, камеру дожигания, снабженную на ее входе пилонами и форсунками для подачи в нее посредством газоходов продуктов разложения горючего из газогенератора, и сопло. Функционирование двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборном устройстве, газификацию твердого горючего в газогенераторе, разложение продуктов газификации в охлаждающем тракте, смешение воздуха и продуктов разложения, воспламенение и сжигание смеси в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле.

Недостатком данного изобретения является низкое весовое совершенство двигателя за счет наличия отдельного корпуса газогенератора, входного и выходного газоходов, а также топливных пилонов с форсунками в системе подачи горючего в камеру сгорания.

Задачей изобретения является увеличение энерго-баллистической эффективности ПВРДТТ.

Поставленная задача решается тем, что в известном прямоточном воздушно-реактивном двигателе на твердом топливе, содержащем воздухозаборное устройство, корпус с зарядом твердого топлива, камеру сгорания и камеру дожигания, образующие проточный тракт, и сверхзвуковое сопло, дополнительно заряд выполнен секционным и установлен с гарантированным зазором в корпусе, опирается на верхнюю границу проточного тракта, а каждая секция выполнена бронированной по торцевым и боковым поверхностям, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта. Ближайшая к воздухозаборному устройству секция сообщена с ним и с камерой сгорания и опирается на эрозионно стойкие ребра жесткости. Длина каждой секции равна длине камеры сгорания. Обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки секций заряда выполнены в виде г-образных манжет. Между верхней границей камеры дожигания и секциями заряда установлены компенсационные клинья.

При такой конструкции ПВРДТТ воздух из воздухозаборного устройства поступает в свободный объем у заднего дна через гарантированный зазор между корпусом и зарядом, а ближайшая к воздухозаборному устройству секция заряда прижимается к эрозионно стойким опорным ребрам жесткости за счет перепада давления воздуха с наружной части заряда и продуктов сгорания заряда со стороны камеры сгорания. Это обеспечивает непосредственный контакт воздуха из воздухозаборного устройства с поверхностью обдува заряда.

Способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе заключается в том, что на вход камеры сгорания подают воздух из воздухозаборного устройства и продукты разложения твердого топлива, в камере сгорания формируют смесь воздуха и продуктов разложения топлива, смесь подают в камеру дожигания, а затем направляют в сопло и создают реактивную тягу. Дополнительно согласно изобретению воздух из воздухозаборного устройства направляют непосредственно на поверхность заряда в корпусе со стороны камеры сгорания, воздействуют им на твердое топливо, разлагают его поверхностный слой, продукты разложения смешивают с воздухом и подают в камеру дожигания, а затем в сопло, и создают реактивную тягу, при этом после сгорания очередной секции заряда оставшиеся секции сдвигают в сторону камеры сгорания перепадом давления между свободным объемом корпуса у заднего дна и в камере сгорания, для чего воздух из воздухозаборного устройства подают через гарантированный зазор между корпусом и зарядом в свободный объем корпуса у заднего дна.

При таком способе функционирования двигателя поток воздуха из воздухозаборного устройства со сверхзвуковой скоростью обтекает открытую поверхность заряда со стороны камеры сгорания и разлагает поверхностный слой, перемешивается с продуктами разложения и поступает вместе с ними в камеру дожигания.

Настоящее изобретение поясняется фиг. 1, 2, 3:

фиг. 1 - продольный разрез изделия;

фиг. 2 - поперечный разрез камеры дожигания изделия;

фиг. 3 - поперечный разрез камеры сгорания изделия.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе содержит воздухозаборное устройство 1, корпус 2 с секционным зарядом 3, установленным в нем с гарантированным зазором 4, обеспечиваемым выполненными на внутренней стороне корпуса подпружиненными наплывами 5. Секции заряда 3 выполнены одинаковой длины, равной длине камеры сгорания 6, и покрыты бронировками 7 по торцевым и боковым поверхностям, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта.

Проточный тракт двигателя включает в себя горловину воздухозаборного устройства 8, камеру сгорания 6, камеру дожигания 9, сопло 10. Он сформирован нижней границей 11, боковыми стенками 12 и верхней границей 13 из жаропрочного эрозионно стойкого материала. В камере сгорания 6 верхней границей проточного тракта является поверхность горения заряда 3, опирающегося на эрозионно стойкие ребра жесткости 14. Обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки 7 секций заряда 3 выполнены в виде г-образных манжет 15, а между верхней границей проточного тракта 13 и секциями заряда 3 установлены компенсационные клинья 16.

Способ функционирования ПВРДТТ осуществляется следующим образом. Воздух из воздухозаборного устройства по отведенному каналу 17 поступает в застойную зону зазора 4 между корпусом 2 и зарядом 3, далее в свободный объем корпуса у заднего дна 18 и создает давление равное давлению торможения на входе в канал 17. Основной поток из воздухозаборного устройства 1 через горловину 8 поступает в камеру сгорания 6 и со сверхзвуковой скоростью обдувает поверхность ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3. При этом продукты разложения в смеси с воздухом поступают в камеру дожигания 9 и благодаря большой ее длине догорают к моменту входа в сопло 10. Поскольку статическое давление в камере сгорания 6 ниже давления торможения в зазоре 4 секция заряда 3 прижимается к эрозионно стойким опорным ребрам жесткости 14 до момента выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3. Остатки бронировки 7 выпадают в камеру сгорания 6 и сгорают в высокоскоростном потоке. При этом давление в объеме, освободившемся после выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3, кратковременно падает до статического в камере сгорания 6 и под действием давления торможения в свободном объеме 18 оставшиеся секции заряда 3 смещаются в сторону воздухозаборного устройства 1 по компенсационным клиньям. Следующая секция заряда 3 упирается в опорную стенку 19 и опирается на эрозионно стойкие опорные ребра жесткости 14, поток воздуха из воздухозаборного устройства 1 через горловину 8 со сверхзвуковой скоростью обдувает очередную секцию заряда 3. Наличие г-образной манжеты 15 на ближайшей к воздухозаборному устройству 1 бронировке 7 секции заряда 3 обеспечивает изоляцию открытой небронированной поверхности заряда от обдува ее воздухом.

Проведенные газодинамические расчеты подтвердили для выбранных величин площадей проходного сечения канала 17 и зазора 4, а также свободного объема у заднего дна 18, что время подъема давления в объеме, освободившемся после выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству 1 секции заряда 3 меньше времени перемещения оставшихся секций в сторону воздухозаборного устройства.

Такое исполнение двигателя исключает наличие отдельного корпуса газогенератора, входного и выходного патрубков, а также топливных пилонов с форсунками в системе подачи горючего в камеру сгорания и повышает энерго-баллистическую эффективность двигателя.