RU114343U1 - Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска - Google Patents

Abstract

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля, отличающийся тем, что в него введены форкамера с обратным воздушно-кислородным клапаном, установленная под углом 90° к оси камеры сгорания и соединенная с воздухозаборником с дроссельной заслонкой, баллон с азотом, соединенный трубопроводом системы воздушного запуска через установленный в нем кран пуска азота и обратный клапан системы воздушного запуска с воздухозаборником, а трубопровод системы воздушного запуска соединен с баком окислителя через наддувающий трубопровод и кран пуска окислителя, в бак окислителя установлен трубопровод подачи окислителя, соединенный через теплообменник, установленный на резонансной трубе через клапан окислителя, с обратным воздушно-кислородным клапаном форкамеры, бак с горючим соединен с форкамерой, трубопроводом отбора газообразных продуктов горения с обратным клапаном и трубопроводом подачи горючего через клапан горючего с топливной форсункой, установленной в форкамере, при этом трубопровод системы воздушного запуска после обратного клапана системы воздушного запуска соединен трубопроводом наддува с трубопроводом отбора газообразных продуктов горения после обратного клапана.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована на летательных аппаратах, применяемых как в народном хозяйстве, так и оборонной промышленности и предназначена улучшить технике - экономические и расходные параметры двигательных установок.

Известен пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель на жидких компонентах топлива содержащий баки с горючим и окислителем, камеру сгорания с соплом Лаваля, клапаны горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, трубопровод отбора газообразных продуктов сгорания, обратный клапан, поршни баков горючего и окислителя, теплообменник охлаждения горячих газов, соединительный трубопровод, трубопроводы наддува баков горючего и окислителя (патент на полезную модель №43315 от 10.01.2005 г.).

Недостатками пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя на жидких компонентах топлива водорода и кислорода являются:

- сопло Лаваля в атмосфере работает на нерасчетном режиме;

- невозможность использования атмосферного воздуха в качестве окислителя.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания, работающий на жидких компонентах топлива водороде и кислороде, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, резонансную трубу установленную в закритической части сопла Лаваля (патент на полезную модель №51118 от 27.01.2006 г.).

Недостатком данного пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя является небольшой ресурс работы впускных клапанов из-за воздействия на них горячего пульсирующего газового потока; невозможность использования атмосферного воздуха в качестве окислителя и засорение трубопроводов подачи горючего и реагента.

Цель полезной модели заключается в обеспечении возможности работы двигательной установки как в атмосфере, так и за ее пределами.

Указанная цель достигается тем, что в комбинированный воздушно -ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля, введены, форкамера с обратным воздушно-кислородным клапаном, установленная под углом 90 градусов к оси камеры сгорания и соединенная с воздухозаборником с дроссельной заслонкой, баллон с азотом, соединенный трубопроводом системы воздушного запуска, через установленный в нем кран пуска азота и обратный клапан системы воздушного запуска, с воздухозаборником, а трубопровод системы воздушного запуска соединен с баком окислителя через наддуваущий трубопровод и кран пуска окислителя, в бак окислителя установлен трубопровод подачи окислителя соединенный через теплообменник, установленный на резонансной трубе, клапан окислителя, с обратным воздушно-кислородным клапаном форкамеры, а бак с горючим соединен с форкамерой, трубопроводом отбора газообразных продуктов горения, с обратным клапаном и трубопроводом подачи горючего через клапан горючего с топливной форсункой, установленной в форкамере, при этом трубопровод системы воздушного запуска после обратного клапана системы воздушного запуска соединен трубопроводом наддува с трубопроводом отбора газообразных продуктов горения после обратного клапана.

Анализ известных технических решений (аналогов) в исследуемой области и смежных областях позволяет сделать вывод об отсутствии в них признаков, сходных существенными отличительными признаками в заявляемом устройстве.

На фиг 1 представлена схема комбинированного воздушно-ракетного двигателя с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска содержащий баки с окислителем 1 и горючим 2, камеру сгорания 3, сопло Лаваля 4, клапаны окислителя 5 и горючего 6, систему зажигания 7, резонансную трубу 8, установленную в закритической части сопла Лаваля 4, форкамера 9 с обратным воздушно-кислородным клапаном 10, установленная под углом 90 градусов к оси камеры сгорания 3 и соединенная с воздухозаборником 11 с дроссельной заслонкой 12, баллон с азотом 13, соединенный трубопроводом системы воздушного запуска 14, через установленный в нем кран пуска азота 15 и обратный клапан системы воздушного запуска 16, с воздухозаборником 11, а трубопровод системы воздушного запуска 14 соединен с баком окислителя 1 через надувающий трубопровод 17 и кран пуска окислителя 18, в бак окислителя 1 установлен трубопровод подачи окислителя 19 соединенный через теплообменник 20, установленный на резонансной трубе 8, клапан окислителя 5, с обратным воздушно - кислородным клапаном форкамеры 10. Бак с горючим 2 соединен с форкамерой 9, трубопроводом отбора газообразных продуктов горения 21, с обратным клапаном 22 и трубопроводом подачи горючего 23 через клапан горючего 6 с топливной форсункой 24, установленной в форкамере 9. При этом трубопровод системы воздушного запуска 14 после обратного клапана системы воздушного запуска 16 соединен трубопроводом наддува 25 с трубопроводом отбора газообразных продуктов горения 21 после обратного клапана 22.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска работает следующим образом.

На воздушном режиме при запуске в двигатель через кран пуска азота 15 и обратный клапан системы воздушного запуска 16 азот из баллона с азотом 13 по надувающему трубопроводу 25 подается через трубопровод отбора газообразных продуктов горения 21 поступает в бак с горючим 2 и создает давление (давление наддува) на компоненты горючего. Воздух проходит через обратный воздушно-кислородный клапан 10 и поступает в форкамеру 9. Под действием давления азота жидкое горючее из бака горючего 2 по трубопроводу подачи горючего 23 поступает через обратный клапан 6 в форсунку 24, расположенную на форкамере 9. Далее горючее поступают в форкамеру 9, где смешивается с воздухом, поступающим через обратный воздушно-кислородный клапан 10. Свеча зажигания входящая в состав системы зажигания 7 воспламеняет топливную смесь. Кран пуска азота 15 закрывается. На фазе превышения давления в камере сгорания 3 над давлением в баке 2 часть истекающих продуктов сгорания поступает по трубопроводу отбора газообразных продуктов горения 21 в обратный клапан 22 проходит в бак 2, и создает давление (давление наддува) на компоненты горючего. Основная часть продуктов сгорания истекает из камеры сгорания 3 через резонансную трубу 8 и за счет инерции газов создает пониженное давление в конце фазы истечения. Обратный воздушно-кислородный клапан 10 открывается под действием атмосферного давления, а клапан горючего 6 под действием давления горючего, и процесс повторяется.

На ракетном режиме работы (в безвоздушном пространстве), плавно открывается кран пуска окислителя 18. При этом азот поступает из баллона с азотом 13 по надувающему трубопроводу 17 через кран пуска окислителя 18 в бак с окислителем 1, происходит принудительный наддув бака с окислителем 1. Окислитель по трубопроводу подачи окислителя 19 поступает в теплообменник 20, газифицируется и через клапан окислителя 5 подается в воздухозаборник 11 и далее через обратный воздушно-кислородный клапан 10 поступает в форкамеру 9. Одновременно синхронно с краном пуска окислителя 18 с помощью механического привода закрывается дроссельная заслонка 12. Атмосферный воздух заменяется газообразным окислителем. В итоге, дроссельная заслонка 12 закрывается и двигатель потребляет газообразный окислитель и горючее.

Проведенный технический анализ предложенного комбинированного воздушно-ракетного двигателя с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системы воздушного запуска по сравнению с прототипом показал, что:

- установка форкамеры под углом 90 градусов к оси прямоточной камеры пульсирующего горения исключила воздействие горячего газового потока на воздушно-кислородный клапан;

- новая схема двигателя позволяет использовать атмосферный кислород в качестве окислителя на воздушном режиме работы силовой установки.

Следовательно, предложенное техническое решение позволяет повысить технико-экономические параметры комбинированного воздушно-ракетного двигателя с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, а также повысить его эффективность.

Claims (1)

1. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля, отличающийся тем, что в него введены форкамера с обратным воздушно-кислородным клапаном, установленная под углом 90° к оси камеры сгорания и соединенная с воздухозаборником с дроссельной заслонкой, баллон с азотом, соединенный трубопроводом системы воздушного запуска через установленный в нем кран пуска азота и обратный клапан системы воздушного запуска с воздухозаборником, а трубопровод системы воздушного запуска соединен с баком окислителя через наддувающий трубопровод и кран пуска окислителя, в бак окислителя установлен трубопровод подачи окислителя, соединенный через теплообменник, установленный на резонансной трубе через клапан окислителя, с обратным воздушно-кислородным клапаном форкамеры, бак с горючим соединен с форкамерой, трубопроводом отбора газообразных продуктов горения с обратным клапаном и трубопроводом подачи горючего через клапан горючего с топливной форсункой, установленной в форкамере, при этом трубопровод системы воздушного запуска после обратного клапана системы воздушного запуска соединен трубопроводом наддува с трубопроводом отбора газообразных продуктов горения после обратного клапана.