RU2101536C1 - Method of acceleration of supersonic ramjet engine - Google Patents

Abstract

FIELD: manufacture of aircraft engines. SUBSTANCE: at acceleration of supersonic ramjet engine, air is subjected to compression in system of external shock waves arising at fixed members of fuselage and inner shock waves formed by adjustable members of engine flow section, fuel is subjected to detonation combustion in combustion chamber and gas is expanded in nozzle. When flight is effected at speed less than Mach number 6-8, fuel is burnt in expanding combustion chamber at supply distributed lengthwise attaining thermal critical region; at flight Mach number exceeding 6-8, distributed delivery system is disconnected and fuel is fed to flow of air after external shock wave system before engine air intake where temperature of air is below fuel self-ignition temperature and shock wave at normal component of Mach number equal to one and temperature after shock wave exceeding fuel self-ignition temperature is formed through regulation of flow section. EFFECT: enhanced efficiency. 2 dwg

Description

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям и представляет собой способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД), предназначенного преимущественно для воздушно-космических самолетов (ВКС), т.е. таких самолетов, которые на определенном участке своей траектории перед выходом в космос разгоняются с помощью собственных воздушнореактивных двигателей. Самолеты такого типа, как известно, имеют определенные преимущества перед другими космическими аппаратами, в частности перед "Шатлами", так как для взлета они могут использовать обычные аэродромы. The invention relates to ramjet engines and is a method of accelerating a supersonic ramjet engine (SPVRD), intended primarily for aerospace aircraft (VKS), i.e. such aircraft, which at a certain section of their trajectory before going into space are accelerated using their own air-jet engines. This type of aircraft, as you know, has certain advantages over other spacecraft, in particular over the Shuttles, as they can use ordinary airfields for takeoff.

Известен способ разгона СПВРД, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле. There is a known method of dispersal SPVRD, including air compression in the system of external surges that occur on the fixed elements of the fuselage and internal surges formed by the adjustable elements of the engine's flow part, detonation combustion of fuel in the combustion chamber and gas expansion in the nozzle.

Указанный способ, выбранный в качестве прототипа, рассчитан на достаточно узкий диапазон по числам Маха (М 5 7), т.е. по существу применим для однорежимного маршевого СПВРД. Это обстоятельство исключает возможность применения известного способа в ВКС СПВРД которых должны быть широкодиапазонными, разгонными двигателями. Применяющееся в известном способе глубокое торможение потока от сверхзвуковых до малых дозвуковых скоростей и последующий разгон потока до скоростей, значительно превышающих сверхзвуковую скорость полета, все эти процессы связаны со значительными потерями энергии, особенно на больших сверхзвуковых скоростях полета (М 10 20), характерных для ВКС. The specified method, selected as a prototype, is designed for a fairly narrow range of Mach numbers (M 5 7), i.e. essentially applicable for single-mode marching SPVRD. This circumstance excludes the possibility of applying the known method in the aerospace aerospace engine, which should be wide-range, accelerating engines. Used in the known method, the deep deceleration of the flow from supersonic to low subsonic speeds and the subsequent acceleration of the flow to speeds significantly exceeding the supersonic flight speed, all these processes are associated with significant energy losses, especially at high supersonic flight speeds (M 10 20), typical for VKS .

Задачей зобретения является устранение указанных недостатков. The objective of the acquisition is to eliminate these disadvantages.

Достигается это тем, что в способе разгона СПВРД, включающем сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, при полете на скоростях менее 6 8 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива. This is achieved by the fact that in the method of dispersal of the SPVRD, including air compression in the system of external jumps that occur on the fixed elements of the fuselage and internal jumps formed by the adjustable elements of the engine’s flow part, detonation combustion of fuel in the combustion chamber and gas expansion in the nozzle during flight on at speeds less than 6 8 Mach numbers, fuel is burned at a distributed along the length of the supply in the expanding combustion chamber with the achievement of a thermal crisis, and with an increase in the Mach number of the flight over 6 8 the distributed flow from fuel and feed into the air stream behind the external jump system in front of the engine air intake, where the air temperature is lower than the fuel auto-ignition temperature, and by regulating the flow part, a compression shock is formed in the air intake with the normal component of the Mach number per shock equal to unity and the temperature behind the shock exceeding the temperature auto-ignition fuel.

Такой способ разгона позволяет обеспечить высокую эффективность СПВРД в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета (М 2 25) и делает целесообразным использование СПВРД в силовой установке ВКС. This method of dispersal allows for the high efficiency of the SPVRD in a wide range of supersonic flight speeds (M 2 25) and makes it expedient to use the SPVRD in the VKS power plant.

На фиг. 1 показан ВКС на режиме полета со скоростями менее 6 8 чисел Маха; на фиг. 2 ВКС на режиме полета со скоростями более 6 8 чисел Маха. In FIG. 1 shows a videoconferencing system in flight mode with speeds of less than 6 8 Mach numbers; in FIG. 2 VKS in flight mode with speeds of more than 6 8 Mach numbers.

Фюзеляж 1 ВКС снабжен рампой 2, клином 3 и соплом 4. Регулируемая проточная часть в данном примере выполнена в виде подвижного короба 5, положение которого относительно фюзеляжа изменяется с помощью механизма, описанного в патенте России N 2028488, кл. F 02 K 7/08, 1988 г. Короб 5 образует камеру сгорания 6 и воздухозаборник 7. The VKS fuselage 1 is equipped with a ramp 2, a wedge 3, and a nozzle 4. The adjustable flow part in this example is made in the form of a movable box 5, the position of which relative to the fuselage is changed using the mechanism described in Russian patent N 2028488, class. F 02 K 7/08, 1988. The duct 5 forms a combustion chamber 6 and an air intake 7.

Ниже приводится пример осуществления данного способа. The following is an example implementation of this method.

При полете на Махах менее 6 8 осуществляется режим работы с дозвуковым сгоранием и тепловым кризисом (фиг. 1). На этом режиме работы набегающий поток воздуха сжимается в системе внешних скачков уплотнения (косые скачки a, b, возникающие на фиксированных элементах фюзеляжа рампе 2 и клине 3). Далее поток сжимается в косом c и прямом d скачках, формируемых воздухозаборником 7 подвижного короба 5. При этом в камеру сгорания 6 топливо подают распределенно по длине камеры, добиваясь теплового кризиса (сечение e). When flying on Machs less than 6 8, the operating mode with subsonic combustion and thermal crisis is carried out (Fig. 1). In this operating mode, the incoming air flow is compressed in the system of external shock waves (oblique jumps a, b occurring on the fixed elements of the fuselage ramp 2 and wedge 3). Further, the flow is compressed in oblique c and direct d jumps formed by the air intake 7 of the movable box 5. In this case, the fuel is supplied to the combustion chamber 6 distributed along the length of the chamber, achieving a thermal crisis (cross section e).

При увеличении числа Маха полета свыше 6 8 впрыскивание топлива производят до воздухозаборника (фиг. 2), в данном случае за косым скачком b где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива. При этом регулированием положения короба 5 в воздухозаборнике 7 формируют скачок уплотнения f, нормальная составляющая числа Маха за которым равна единице, а температура за скачком превышает температуру самовоспламенения топлива (скачок Чепмена Жуге). Топливо за скачком f воспламеняется и устанавливается режим детонационного горения. Таким образом на этом режиме происходит ограниченное, в значительно меньшей степени, чем в прототипе, торможение потока. Благодаря этому КПД цикла двигателя сохраняется достаточно высоким и при больших сверхзвуковых скоростях полета. Подача топлива перед воздухозаборником исключает возможность преждевременного его воспламенения. Следует отметить, что температуру в зоне впрыска топлива можно регулировать, изменяя угол атаки ВКС. With an increase in the flight Mach number over 6 8, fuel is injected to the air intake (Fig. 2), in this case, behind an oblique jump b where the air temperature is less than the fuel auto-ignition temperature. In this case, by adjusting the position of the box 5 in the air intake 7, a shock wave f is formed, the normal component of the Mach number behind which is equal to unity, and the temperature behind the shock exceeds the fuel self-ignition temperature (Chapman Jouguet jump). The fuel behind the jump f ignites and the detonation combustion mode is established. Thus, in this mode, limited, to a much lesser extent than in the prototype, flow inhibition occurs. Due to this, the efficiency of the engine cycle remains high enough at high supersonic flight speeds. The supply of fuel in front of the air intake eliminates the possibility of premature ignition. It should be noted that the temperature in the fuel injection zone can be controlled by changing the angle of attack of the aerospace forces.

СПВРД, работающий по данному способу, как показали расчеты, имеет достаточно высокую эффективность в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета, что делает целесообразным его использование в силовой установке ВКС. SPVRD working on this method, as shown by the calculations, has a fairly high efficiency in a wide range of supersonic flight speeds, which makes it advisable to use it in a power plant VKS.

Claims (1)

Способ разгона сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя преимущественно для воздушно-космического самолета, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части двигателя, детонационное горение топлива в камере сгорания и расширение газа в сопле, отличающийся тем, что при полете на скоростях меньше 6 9 чисел Маха топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания с достижением теплового кризиса, а при увеличении числа Маха полета более 6 8 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток воздуха за внешней системой скачков перед воздухозаборником двигателя, где температура воздуха меньше температуры самовоспламенения топлива, и регулированием проточной части формируют в воздухозаборнике скачок уплотнения с нормальной составляющей числа Маха за скачком, равной единице, и температурой за скачком, превышающей температуру самовоспламенения топлива. The method of accelerating a supersonic ramjet engine primarily for an aerospace aircraft, including air compression in the system of external surges that occur on the fixed elements of the fuselage, and internal surges formed by the adjustable elements of the engine’s flow part, detonation combustion of fuel in the combustion chamber and gas expansion into nozzle, characterized in that when flying at speeds less than 6 9 Mach numbers, fuel is burned at a distributed along the length of the feed in the expanding chamber I am with the achievement of the thermal crisis, and with an increase in the flight Mach number of more than 6 8, the distributed supply is turned off and the fuel is fed into the air stream behind the external jump system in front of the engine air intake, where the air temperature is lower than the fuel auto-ignition temperature, and by regulating the flow part, they form a compression jump in the air intake with the normal component of the Mach number after the jump, equal to unity, and the temperature after the jump, exceeding the auto-ignition temperature of the fuel.

Images