RU2269022C2 - Aircraft ramjet engine - Google Patents
Aircraft ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2269022C2 RU2269022C2 RU2004106771/06A RU2004106771A RU2269022C2 RU 2269022 C2 RU2269022 C2 RU 2269022C2 RU 2004106771/06 A RU2004106771/06 A RU 2004106771/06A RU 2004106771 A RU2004106771 A RU 2004106771A RU 2269022 C2 RU2269022 C2 RU 2269022C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- fuel
- chamber
- aircraft
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей (ВРД) (реактивной техники) и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности полета сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).The invention relates to the field of jet engines (jet propulsion) (jet technology) and can be used, in particular, to improve the flight efficiency of supersonic and hypersonic aircraft (LA).
Известен аналог предложенного - прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата [1] (RU №2125172), содержащий последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с реактивным соплом, а также газогенератор, выход которого соединен топливным трактом с входом инжектора - форсунки, направляющей из газогенератора продукты разложения или неполного горения топлива в камеру сгорания, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа. При этом форсунки размещены в начале камеры сгорания, а оптимальную геометрию соплового контура формируют с помощью отверстий, регулирующих поступление дополнительного потока воздуха в камеру сгорания.A known analogue of the proposed one is a ramjet engine for an aircraft [1] (RU No. 2125172), containing a sequentially placed air intake and a combustion chamber, the output of which through the transition zone is connected to the jet nozzle, as well as a gas generator, the output of which is connected to the input by the fuel path injector - nozzle, directing from the gas generator the decomposition products or incomplete combustion of the fuel into the combustion chamber, which coincides with the essential features of the proposed method. In this case, the nozzles are placed at the beginning of the combustion chamber, and the optimal geometry of the nozzle circuit is formed using holes that regulate the flow of additional air flow into the combustion chamber.
Основной недостаток аналога [1] состоит в наличии механически регулируемого твердотельного сопла Лаваля и в неоптимальном режиме процесса перемешивания топлива с воздушным потоком и его горения. Это связано с высокой спутной скоростью течения воздушного и топливного потоков в камере сгорания, при которой обеспечение необходимого времени для протекания химических реакций горения требует увеличения длины камеры сгорания. При этом увеличиваются массогабаритные параметры твердотельного сопла и камеры, стоимость, энергопотребление ЛА, снижается его надежность, маневренность (из-за наличия твердотельных шарнирных регуляторов) и экономичность.The main disadvantage of the analogue [1] is the presence of a mechanically adjustable solid-state Laval nozzle and in a non-optimal mode of mixing the fuel with the air stream and burning it. This is due to the high satellite velocity of the air and fuel flows in the combustion chamber, at which providing the necessary time for chemical combustion reactions requires an increase in the length of the combustion chamber. At the same time, the weight and size parameters of the solid-state nozzle and chamber, the cost and power consumption of the aircraft increase, its reliability, maneuverability (due to the presence of solid-state hinged regulators) and economy decrease.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель [2] (US Pat №5,085,048 от 04.02.92 N.Cl. 60/768), принятый в качестве прототипа и содержащий последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с соплом Лаваля, а также газогенератор, выход которого соединен топливопроводом с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа.Closest to the proposed technical solution is a hypersonic ramjet engine [2] (US Pat No. 5,085,048 from 04.02.92 N.Cl. 60/768), adopted as a prototype and containing sequentially placed air intake and combustion chamber, the output of which is through the transition zone is connected with a Laval nozzle, as well as a gas generator, the output of which is connected by a fuel line to the input of the injector forming fuel jets directed to the combustion chamber, which coincides with the essential features of the proposed method.
Кроме того, форсунки размещены в начале камеры сгорания, а оптимальную геометрию сужающейся части соплового контура или геометрию ядра основного тормозящегося сверхзвукового воздушного потока камеры сгорания постоянного сечения прототипа [2] формируют с помощью границы «горящих» пристеночных и/или свободных погранслоев дозвукового горения, образуемых при введении топлива в переднем сечении или вдоль камеры «сверхзвукового» сгорания гиперзвукового прямоточного воздушного реактивного двигателя (ГПВРД).In addition, the nozzles are placed at the beginning of the combustion chamber, and the optimal geometry of the tapering part of the nozzle circuit or the core geometry of the main decelerating supersonic air flow of the combustion chamber of the constant cross section of the prototype [2] is formed using the boundary of the “burning” wall and / or free boundary layers of subsonic combustion formed when introducing fuel in the front section or along the “supersonic” combustion chamber of a hypersonic ramjet engine (scramjet).
Сечение ядра сверхзвукового воздушного потока, «зажатого» между указанными границами и противоположной стенкой камеры сгорания, сужается, как в сопле Виташинского, а скорость ядра сверхзвукового воздушного потока при этом уменьшается до скорости, близкой к скорости звука в конце камеры, т.е. с числом Маха, близким к единице. Затем имеющий в среднем околозвуковую скорость поток конечных продуктов сгорания направляют в расширяющуюся без сужения твердотельную часть сопла Лаваля, вдоль оси которого скорость потока увеличивается до сверхзвуковых величин чисел Маха (М>1). В результате сверхзвуковая часть потока отдает свой импульс твердотельному соплу Лаваля. Следует, однако, учесть, что в прямоточной камере «сверхзвукового» сгорания постоянного сечения достигнутый угол сужения негорящего ядра воздушного и газового потока обычно невелик (менее 5 градусов), поэтому полное сгорание и соответственно торможение скорости до звукового значения требует достаточно протяженной длины камеры сгорания, что повышает весогабаритные характеристики ГПВРД. Кроме того, в камере постоянного сечения устройства прототипа нельзя выделить всю химическую энергию стехиометрического соотношения воздуха с топливом, что приводит к дополнительному ухудшению характеристик ГПВРД - снижению возможного энергоподвода (полезной мощности) и абсолютной величины реактивной силы. Это является главным недостатком способа-прототипа.The cross section of the core of the supersonic air flow, “sandwiched” between the indicated boundaries and the opposite wall of the combustion chamber, narrows, as in the Vitashinsky nozzle, while the speed of the core of the supersonic air flow decreases to a speed close to the speed of sound at the end of the chamber, i.e. with a Mach number close to unity. Then, with an average transonic velocity, the flow of the final combustion products is directed to the expanding solid-state part of the Laval nozzle, along the axis of which the flow velocity increases to supersonic Mach numbers (M> 1). As a result, the supersonic part of the flow gives its momentum to the Laval solid-state nozzle. However, it should be taken into account that in the direct-flow chamber of a “supersonic” combustion of constant cross section, the achieved narrowing angle of the non-burning core of the air and gas flow is usually small (less than 5 degrees), therefore, complete combustion and, accordingly, deceleration of speed to sound value requires a rather long length of the combustion chamber, which increases the weight and size characteristics of the scramjet. In addition, in the constant-cross-section chamber of the prototype device, it is impossible to isolate all the chemical energy of the stoichiometric ratio of air to fuel, which leads to an additional deterioration in the scramjet characteristics - a decrease in the possible energy supply (net power) and the absolute value of the reactive force. This is the main disadvantage of the prototype method.
Итак, недостаток способа-прототипа [2] состоит в ухудшении следующих характеристик:So, the disadvantage of the prototype method [2] is the deterioration of the following characteristics:
- абсолютной величины реактивной силы;- the absolute value of the reactive force;
- возможного максимального энергоподвода (максимальной полезной мощности);- possible maximum energy supply (maximum net power);
- эффективности (коэффициента полезного действия (КПД));- efficiency (coefficient of performance (COP));
- экономичности;- profitability;
весогабаритных характеристик;weight and size characteristics;
моментных характеристик ЛА с твердотельным (стальным) соплом Лаваля при разных (нерасчетных) числах Маха полета;moment characteristics of an aircraft with a solid-state (steel) Laval nozzle at different (non-calculated) flight Mach numbers;
стабильности работы двигателя ЛД;stability of the LD engine;
- надежности;- reliability;
- стоимости;- cost;
- маневренности.- maneuverability.
Соответственно требуемый при реализации устройства технический результат состоит в устранении вышеуказанных недостатков.Accordingly, the technical result required when implementing the device consists in eliminating the above disadvantages.
На фиг.1 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель.Figure 1 shows a ramjet engine.
На фиг.2 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с двухконтурными воздухозаборником и камерой сгорания.Figure 2 shows a ramjet engine with a dual-circuit air intake and a combustion chamber.
На фиг.3 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с отверстиями в стенке.Figure 3 shows a ramjet with holes in the wall.
На фиг.4 изображен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с объединенными контурами.Figure 4 shows a ramjet engine with integrated circuits.
На фиг.1-4 использованы следующие условные обозначения составных элементов: 1 - воздухозаборник; 2 - камера сгорания; 3 - зона горения (факел пламени); 4 - переходная зона; 5 - сопло Лаваля; 6 - газогенератор; 7 - топливопровод; 8 - инжектор; 9 - тракт подачи воздуха; 10 - перепускное отверстие воздуха из второго контура в камеру первого контура; 11 - воздушный поток второго контура камеры с начальной скоростью V2; 12 - поток топливных газогенераторных газов; 13 - средняя граница ядра сверхзвукового воздушного потока и факела пламени; 14 - поток топливно-воздушной смеси; 15 - ступень (уступ); 16 - перепускное отверстие топливно-воздушной смеси из первого контура камеры во второй контур; 17 - зона рециркуляции;Figure 1-4 used the following conventions of the constituent elements: 1 - air intake; 2 - a combustion chamber; 3 - combustion zone (flame torch); 4 - transition zone; 5 - Laval nozzle; 6 - gas generator; 7 - a fuel line; 8 - injector; 9 - air supply path; 10 - air bypass hole from the second circuit into the chamber of the first circuit; 11 - air flow of the second circuit of the chamber with an initial speed of V 2 ; 12 - flow of fuel gas generating gases; 13 - the middle boundary of the core of supersonic air flow and flame; 14 - flow of the fuel-air mixture; 15 - step (ledge); 16 - bypass hole of the fuel-air mixture from the first circuit of the chamber to the second circuit; 17 - recirculation zone;
На фиг.1 представлена схема предлагаемого устройства (по п.1 формулы), где показано, что предлагаемое устройство содержит последовательно размещенные воздухозаборник 1 и камеру сгорания 2, выход которой через переходную зону 4 (камеру дожигания и обратного псевдоскачка) связан с соплом Лаваля 5, а также газогенератор 6, выход которого соединен топливопроводом 7 (трактом подачи, например, газифицированного топлива) с входом инжектора 8 формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания 2, причем, по меньшей мере, один инжектор 8 размещен в конце камеры сгорания 2, а формируемая им топливная струя 12 имеет на его выходе сверхзвуковую скорость. Стенки камеры сгорания выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, предпочтительно 5-15°. Формируемая инжектором 8 топливная струя 12 имеет составляющую в направлении, противоположном скорости ядра потока газов на выходе камеры сгорания 2, переходная зона 4 выполнена в виде камеры постоянного сечения, а сопло Лаваля 5 выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной 4 и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем.Figure 1 presents a diagram of the proposed device (according to claim 1 of the formula), where it is shown that the proposed device contains sequentially placed air intake 1 and a
На фиг.2 показано, что воздухозаборник и камера сгорания выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания совмещен с потоком газогенераторных струй и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА.Figure 2 shows that the air intake and the combustion chamber are double-circuit, moreover, one of the circuits of the combustion chamber is combined with the flow of gas-generating jets and made narrowing, and the second circuit of the chamber is made expanding towards the stern of the aircraft.
На фиг.3 показано, что стенка, разделяющая воздушный 9 и топливный 7 тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием 10.Figure 3 shows that the wall separating the
На фиг.4 показано, что первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор 6 выполнен в виде шашки открытого нормального горения.Figure 4 shows that the first and second circuits of the chamber are combined, and the expansion of the second circuit of the chamber is carried out stepwise, and the
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата содержит последовательно размещенные воздухозаборник 1 и камеру сгорания 2, выход которой через переходную зону 4 связан с соплом Лаваля 5, а также газогенератор 6, выход которого соединен топливопроводом 7 с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания.The ramjet engine for the aircraft contains a sequentially placed air intake 1 and a
При этом, по меньшей мере, один инжектор 8 (реализуемый, например, в виде форсунки) размещен в конце камеры сгорания 2, а формируемая им топливная струя 12 имеет на его выходе сверхзвуковую скорость.At the same time, at least one injector 8 (realized, for example, in the form of a nozzle) is located at the end of the
Кроме того, формируемая им топливная струя 12 имеет составляющую в направлении, противоположном скорости ядра потока газов на выходе камеры сгорания 2, переходная зона 4 выполнена в виде камеры постоянного сечения, а сопло Лаваля 5 выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем.In addition, the
Кроме того, стенки камеры сгорания 2 выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, предпочтительно 5-15°.In addition, the walls of the
Кроме того, стенка, разделяющая воздушный 9 и топливный 7 тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием 10.In addition, the wall separating the
Кроме того, воздухозаборник 1 и камера сгорания 2 выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания 2 совмещен с потоком газогенераторных струй 12 и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА. Кроме того, первый и второй контуры камеры сгорания 2 совмещены, причем расширение второго контура камеры сгорания 2 осуществляется ступенчато, а газогенератор 6 выполнен в виде шашки открытого нормального горения.In addition, the air intake 1 and the
Итак, рассмотрим работу предлагаемого устройства, выполненного по схеме фиг.1.So, we consider the operation of the proposed device, made according to the scheme of figure 1.
Работа предлагаемого устройства, как и прототипа, основана на том, что в камеру сгорания 2 направляют поток 11 воздуха с выхода воздухозаборника 1 ЛА.The operation of the proposed device, as well as the prototype, is based on the fact that air stream 11 is directed from the outlet of the air intake 1 to the
Камеру 2 выполняют, например, постоянного сечения (фиг.1). В камеру 2 с определенной скоростью направляют струи 12 генераторного газа, производимого газогенератором 6. Характеристики (направление и скорость) указанных струй 12 выбирают из условия оптимизации геометрии соплового контура, формируемого в камере сгорания 2. Эти струи 12 создают зону циркуляционного перемешивания продуктов горения, с помощью которой граница ядра сверхзвукового потока оттесняется от внутренней (нижней на фиг.1) стенки камеры 2, образуя конического вида объем, сужающийся по ходу движения воздушно-топливной смеси, эквивалентный сужающемуся твердотельному контуру сопла Виташинского. При этом основной воздушный поток 11 «зажимают» между границей 13 указанного свободного погранслоя и внешней (верхней на фиг.1) стенкой камеры 2. Сужающуюся часть границы потока воздушно-топливной смеси 13 можно условно назвать соплом Виташинского, которое обычно имеется в известных ВРД.The
Таким образом обеспечивают оптимальную геометрию основного воздушного потока 11, необходимую для его сужения, дросселирования и торможения ядра указанного потока до значения числа Маха М=1 в критическом конечном сечении на выходе сопла Виташинского. Как известно, это необходимо для создания максимальной реактивной силы при дальнейшем сверхзвуковом разгоне ядра основного газового потока на выходе сопла Лаваля 5. Сопло Лаваля 5 может быть выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной 4 и топливными струями 12, инжектируемыми этим слоем, что позволяет сохранить оптимальную геометрию сверхзвукового потока при исключении сил трения и массы конструктивного твердотельного элемента - сопла Лаваля.In this way, the optimal geometry of the main air stream 11 is provided, which is necessary for its narrowing, throttling and deceleration of the core of the specified stream to a Mach number M = 1 in the critical final section at the exit of the Vitashinsky nozzle. As you know, this is necessary to create maximum reactive force during further supersonic acceleration of the core of the main gas stream at the outlet of the Laval
При этом обеспечивается возможность эффективной работы сопла Лаваля 5 и получение требуемой величины тяги ВРД. Важно отметить, что сопло Виташинского в рассмотренном случае формируется теплогазодинамической структурой потока 12 генераторного газа. Увеличивая скорость истечения струй потока 12, удается обеспечить необходимый эффект (создать оптимальную геометрию границы 13 ядра сверхзвукового потока) при существенном снижении расхода топлива. В вариантах устройства, представленных на фиг.1-4, взаимодействие воздушного потока 11 и потока генераторных газов 12 приводит к образованию локальных вихрей, в которых происходит интенсивная гомогенизация воздушно-топливной смеси и ее горение. Затем встречное взаимодействие струй потока 14 воздушно-топливной смеси со сверхзвуковым течением в камере сгорания 2 способствует созданию оптимальной газодинамической структуры сверхзвукового течения в камере сгорания 2. Все это повышает эффективность перемешивания реагирующих компонентов, повышает энергоотдачу химического процесса. Абсолютная скорость сдува указанных вихрей понижена из-за встречной ориентации струй топливных газов, что увеличивает время их пребывания в камере 2 и снижает необходимую протяженность реакционного пространства. При этом уменьшаются габариты и соответственно стоимость двигателя, повышается его мощность и тяговые характеристики (реактивная сила), надежность работы, повышается маневренность. Уменьшение размеров камеры сгорания уменьшает необходимую поверхность охлаждения ЛА, что также повышает его КПД.This provides the possibility of efficient operation of the Laval
Камера сгорания выполняется расширяющейся с полууглом расширения 3-20°, что позволяет повысить ее реактивную силу, рабочую мощность и устойчивость горения, поскольку повышает возможности энергоподвода при обеспечении оптимальной геометрии аэродинамического потока за счет теплогазодинамического управления (фиг.3).The combustion chamber is expanded expanding with a half-angle of expansion of 3-20 °, which allows to increase its reactive power, operating power and combustion stability, since it increases the possibility of energy supply while ensuring the optimal geometry of the aerodynamic flow due to heat-gas-dynamic control (Fig. 3).
Итак, существо предлагаемого способа состоит в том, что геометрию соплового контура основного (реактивного) потока ВРД создают за счет термогазоаэродинамики струй встречного (управляющего) потока. При этом указанный поток газа может быть сформирован смесью продуктов горения топлива и захваченной частью воздушного потока, как показано на фиг.2, 4,5, с использованием двухконтурности воздухозаборника и камеры сгорания. При этом управляющий поток ответвляется от основного и затем используется для корректировки формы соплового контура основного потока.So, the essence of the proposed method lies in the fact that the geometry of the nozzle circuit of the main (reactive) WFD stream is created due to the thermogas-aerodynamics of the jets of the oncoming (control) stream. While this gas stream can be formed by a mixture of fuel combustion products and the captured part of the air stream, as shown in figure 2, 4,5, using a dual-circuit air intake and combustion chamber. In this case, the control stream branches off from the main one and then is used to adjust the shape of the nozzle contour of the main stream.
Двухконтурность воздухозаборника конструктивно осуществляет горло воздухозаборника, выполненное разделенным на основное и дополнительное сечения (фиг.4), причем поток воздуха из основного сечения горла воздухозаборника (верхнего на фиг.4) поступает непосредственно на вход второго основного (верхнего на фиг.4) контура камеры сгорания, а поток воздуха из дополнительного сечения (нижнего на фиг.4) горла поступает на вход первого (нижнего на фиг.4) топливно-воздушного контура, выход которого размещен в конце камеры сгорания, а также по месту расположения перепускных отверстий в стенке, разделяющей первый и второй контуры камеры сгорания 2.The bypass of the air intake structurally carries out the throat of the air intake, divided into main and additional sections (Fig. 4), and the air flow from the main section of the throat of the air intake (upper in Fig. 4) goes directly to the inlet of the second main (upper in Fig. 4) chamber loop combustion, and the air flow from the additional section (lower in Fig. 4) of the throat enters the inlet of the first (lower in Fig. 4) fuel-air circuit, the outlet of which is located at the end of the combustion chamber, as well as at position of bypass holes in a wall separating the first and second contours of the
Как показали исследования, эта процедура требует меньших конструктивных и технологический затрат, обеспечивая экономию материала и средств на реализацию предлагаемого способа.As studies have shown, this procedure requires less structural and technological costs, providing savings in material and money for the implementation of the proposed method.
Дополнительная выгода от использования части основного воздушного потока для формирования оптимальной геометрии реактивной струи состоит в экономии топлива, объем вытеснения которого частично заменяется объемом нагретого воздуха, вводимого из практически неограниченного ресурса воздушного потока.An additional benefit of using part of the main air stream to form the optimal geometry of the jet stream is to save fuel, the displacement of which is partially replaced by the volume of heated air introduced from the practically unlimited resource of the air stream.
При этом из объема набегающего потока 11 формируются зоны рециркуляции, которые при этом оттесняют от стенки ядро потока 11, действуя как сопло Виташинского и часть сопла Лаваля 5 с требуемым сужением и расширением.In this case, recirculation zones are formed from the volume of the oncoming flow 11, which at the same time push the core of the flow 11 away from the wall, acting as a Vitashinsky nozzle and part of the
В предлагаемом устройстве камеру сгорания выполняют в виде последовательно расположенных расширяющегося участка и участка постоянного сечения (фиг.3-5).In the proposed device, the combustion chamber is made in the form of sequentially located expanding section and a section of constant cross-section (Fig.3-5).
Роль расширяющегося участка основной камеры, как пояснялось выше, состоит в предельном увеличении рабочего объема камеры для обеспечения максимального теплоподвода и максимальной реактивной силы и соответственно для повышения реактивной силы, мощности и экономичности ВРД. Роль участка камеры постоянного сечения со сверхзвуковым потоком на выходе состоит в изоляции первой камеры высокого давления от окружающей среды низкого давления. Этим удается повысить результирующую реактивную силу за счет удержания максимального давления (после горла воздухозаборника) вдоль большей части расширяющейся камеры.The role of the expanding section of the main chamber, as explained above, is to maximize the working volume of the chamber to ensure maximum heat input and maximum reactive power and, accordingly, to increase the reactive power, power and economy of the WFD. The role of the constant section chamber section with the supersonic flow at the outlet is to isolate the first high pressure chamber from the low pressure environment. This manages to increase the resulting reactive force by maintaining maximum pressure (after the throat of the air intake) along most of the expanding chamber.
В варианте устройства по п.6 формулы первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор выполнен в виде шашки открытого нормального горения. При этом свободный вихревой погранслой возникает между конфузорными (ускоряющимися) газовыми течениями газодинамических сопл первого и второго контура камеры сгорания, за уступом расширения второго контура камеры образуется зона рециркуляции 17 продуктов сгорания. Необходимая структура термогазодинамического течения в камере сгорания 2 образуется также за счет распределенного вдоль стенки камеры газодинамического потока топливных струй - продуктов горения газогенератора 6, выполненного как в виде локального источника топливных струй, так и в виде распределенного вдоль стенки камеры сгорания 2 шашки открытого нормального горения. При этом встречные газогенераторные струи формируют за счет разворота потока продольных струй 12, формируемых локальным газогенератором 6, в конце камеры сгорания, а также напором продуктов горения хвостовой части шашки открытого нормального горения.In the embodiment of the device according to
Далее покажем, что именно благодаря существенным отличиям предлагаемого способа обеспечивается требуемый технический результат.Next, we show that it is thanks to the significant differences of the proposed method that the required technical result is provided.
То, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата содержит последовательно размещенные воздухозаборник и камеру сгорания, выход которой через переходную зону связан с соплом Лаваля, а также газогенератор, выход которого соединен топливопроводом с входом инжектора формирования топливных струй, направляемых в камеру сгорания, причем, по меньшей мере, один инжектор размещен в конце камеры сгорания, а формируемая инжектором топливная струя имеет на его выходе сверхзвуковую скорость, обеспечивает эффективное перемешивание и горение горючих газовых потоков с воздушным потоком, позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 сверхзвукового потока и стенками камеры 2. Достигаемый при этом технический результат также состоит в экономии горючего, повышении КПД ВРД, уменьшении его веса и габаритов. При этом также повышается эффективность протекания химических реакций в камере сгорания, что соответственно позволяет укоротить ее. При этом повышаются тягово-экономические характеристики и надежность (стабильность работы) двигателя, снижаются его массогабаритные параметры, расход топлива и эксплуатационные затраты. Кроме того, уменьшение габаритов и массы двигателя (в том числе с учетом реализации теплогазодинамического сопла Лаваля) позволяет, очевидно, снизить стоимость ЛА в целом, повысить его надежность, дальность полета и одновременно маневренность.The fact that the ramjet engine for an aircraft contains a sequentially placed air intake and a combustion chamber, the output of which through the transition zone is connected to a Laval nozzle, as well as a gas generator, the output of which is connected by a fuel line to the input of the injector forming fuel jets sent to the combustion chamber, at least one injector is located at the end of the combustion chamber, and the fuel jet formed by the injector has a supersonic speed at its outlet, which ensures effective mixing and burning of combustible gas streams with an air stream allows you to organize the necessary flow form in the combustion chamber, limited by the
То, что переходная зона выполнена в виде камеры постоянного сечения, обеспечивает изоляцию камеры сгорания 2 (среда высокого давления) от окружающей среды (среды низкого давления). Этим удается повысить результирующую реактивную силу за счет удержания максимального давления в камере сгорания 2.The fact that the transition zone is made in the form of a chamber of constant cross section provides isolation of the combustion chamber 2 (high pressure medium) from the environment (low pressure medium). This manages to increase the resulting reactive force by holding the maximum pressure in the
То, что сопло Лаваля выполнено в виде свободного пограничного слоя между сверхзвуковым потоком за переходной зоной и топливными струями, инжектируемыми этим слоем, обеспечивает оптимальную геометрию термогазодинамического течения без применения твердотельных конструктивных элементов. Это позволяет внести существенный вклад в достигаемый технический результат за счет резкого улучшения массогабаритных характеристик, устранения потерь трения, упрощения конструкции, снижения ее стоимости, повышения надежности и маневренности.The fact that the Laval nozzle is made in the form of a free boundary layer between the supersonic flow behind the transition zone and the fuel jets injected by this layer provides the optimal geometry of the thermo-gas-dynamic flow without the use of solid-state structural elements. This allows you to make a significant contribution to the achieved technical result due to a sharp improvement in weight and size characteristics, eliminating friction losses, simplifying the design, reducing its cost, increasing reliability and maneuverability.
То, что воздухозаборник и камера сгорания выполнены двухконтурными, причем один из контуров камеры сгорания совмещен с потоком газогенераторных струй и выполнен сужающимся, а второй контур камеры выполнен расширяющимся в направлении кормы ЛА также позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 потока и стенками камеры 2. При этом указанная граница «опирается» на зону рециркуляции и стабилизации горения, созданной за струями потока 12 топлива и воздушного потока 11, как отмечалось выше, с достижением соответствующего технического результата. Это также позволяет снизить расход топлива, соответственно уменьшить вес двигателя и всего ЛА, поскольку для создания оптимальной геометрии соплового контура основного потока газа максимально используется незагружаемое на ЛА топливо, а воздух окружающей атмосферы.The fact that the air intake and the combustion chamber are double-circuit, moreover, one of the circuits of the combustion chamber is aligned with the flow of gas-generating jets and made narrowing, and the second circuit of the chamber is made expanding towards the stern of the aircraft and also allows you to organize the necessary shape of the flow in the combustion chamber, limited by the
То, что стенки камеры сгорания выполнены расширяющимися, с полууглом расширения в диапазоне 3-20°, как уже отмечалось при рассмотрении работы двигателя, обеспечивает максимальный теплоподвод, максимальную реактивную силу и соответственно повышает мощность и экономичность двигателя, стабильность его работы.The fact that the walls of the combustion chamber are made expandable, with a half-angle of expansion in the range of 3-20 °, as already noted when considering the operation of the engine, provides maximum heat input, maximum reactive power and, accordingly, increases the power and efficiency of the engine, the stability of its operation.
То, что первый и второй контуры камеры совмещены, причем расширение второго контура камеры осуществляется ступенчато, а газогенератор выполнен в виде шашки открытого нормального горения, способствует образованию вихревой структуры в камере сгорания и созданию оптимальной конфигурации теплогазодинамического потока в камере 2. Соответственно экономится расход топлива, снижается протяженность реакционной зоны, улучшаются массогабаритные параметры, чем достигается вышеуказанный технический результат.The fact that the first and second circuits of the chamber are combined, and the expansion of the second circuit of the chamber is carried out stepwise, and the gas generator is made in the form of checkers of normal open combustion, contributes to the formation of a vortex structure in the combustion chamber and the creation of an optimal configuration of the thermodynamic flow in
То, что тракт подачи воздуха выполнен объединенным с топливным трактом с возможностью перемешивания потока формируемых газогенератором продуктов горения топлива с дополнительным воздушным потоком, а также то, что стенка, разделяющая воздушный и топливный тракты, выполнена, по меньшей мере, с одним отверстием, обеспечивает эффективное перемешивание и горение горючих газовых потоков с воздушным потоком, а также позволяет организовать необходимую форму потока в камере сгорания, ограниченного границей 13 потока и стенками камеры 2. Достигаемый при этом технический результат также состоит в экономии горючего, повышении мощности и КПД двигателя ЛА, уменьшении его веса и габаритов.The fact that the air supply path is made combined with the fuel path with the possibility of mixing the flow of fuel combustion products formed by the gas generator with an additional air flow, and also that the wall separating the air and fuel paths is made with at least one hole, provides an effective mixing and burning of combustible gas streams with an air stream, and also allows you to organize the necessary shape of the stream in the combustion chamber, limited by the
Следует также отметить возможность использовать полученный эффект для одновременного улучшения габаритных, маневренных и других характеристик ЛА, поскольку часть выигрыша, например, в мощностных (и/или тяговых) характеристиках можно использовать для одновременного улучшения его стоимостных и/или экономических параметров.It should also be noted that it is possible to use the obtained effect to simultaneously improve the overall, maneuverability and other characteristics of aircraft, since part of the gain, for example, in power (and / or traction) characteristics can be used to simultaneously improve its cost and / or economic parameters.
Таким образом, показано, что требуемый технический результат действительно достигается за счет существенных отличий предлагаемой установки.Thus, it is shown that the required technical result is really achieved due to the significant differences of the proposed installation.
Проведенные эксперименты показали реализуемость предлагаемого изобретения.The experiments showed the feasibility of the invention.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004106771/06A RU2269022C2 (en) | 2004-03-11 | 2004-03-11 | Aircraft ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004106771/06A RU2269022C2 (en) | 2004-03-11 | 2004-03-11 | Aircraft ramjet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004106771A RU2004106771A (en) | 2005-08-20 |
| RU2269022C2 true RU2269022C2 (en) | 2006-01-27 |
Family
ID=35845883
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004106771/06A RU2269022C2 (en) | 2004-03-11 | 2004-03-11 | Aircraft ramjet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2269022C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459150C2 (en) * | 2009-09-25 | 2012-08-20 | Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) | Detonation combustion method of flammable mixtures, and device for its implementation |
| RU2565131C1 (en) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
| RU2595005C2 (en) * | 2014-08-01 | 2016-08-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук | Method of fuel combustion and detonation device for its implementation |
-
2004
- 2004-03-11 RU RU2004106771/06A patent/RU2269022C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459150C2 (en) * | 2009-09-25 | 2012-08-20 | Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) | Detonation combustion method of flammable mixtures, and device for its implementation |
| RU2565131C1 (en) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
| RU2595005C2 (en) * | 2014-08-01 | 2016-08-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук | Method of fuel combustion and detonation device for its implementation |
| RU2595005C9 (en) * | 2014-08-01 | 2017-03-02 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук | Method of fuel combustion and detonation device for its implementation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004106771A (en) | 2005-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6347509B1 (en) | Pulsed detonation engine with ejector bypass | |
| US6786040B2 (en) | Ejector based engines | |
| US5946904A (en) | Ejector ramjet engine | |
| US4644746A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| Yang et al. | Maximum thrust for the rocket-ejector mode of the hydrogen fueled rocket-based combined cycle engine | |
| CN107762661B (en) | A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine | |
| CN110541773B (en) | Wide-speed-range ramjet engine combustion chamber and working method thereof | |
| JP2004270691A (en) | Detailed description of combined cycle engine | |
| US6857261B2 (en) | Multi-mode pulsed detonation propulsion system | |
| CN113137634B (en) | Variable-structure bimodal stamping combustion chamber | |
| JPH06241119A (en) | Multimode engine in which ejector mode using air cooled or liquefied and compressed by turbine, ram-jet mode and super ram-jet mode are integrated | |
| US4930309A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| ES2912363T3 (en) | Air-breathing motor for flight vehicle with insulator having bulky section and method of operation of such motor | |
| US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
| Daniau et al. | Pulsed and rotating detonation propulsion systems: first step toward operational engines | |
| CN111594346A (en) | Mesoscale rocket-based combined cycle engine | |
| RU2269022C2 (en) | Aircraft ramjet engine | |
| Falempin | Continuous detonation wave engine | |
| US20230193856A1 (en) | Multi-mode propulsion system | |
| Levin | Problems of implementing ramjet operation | |
| Daniau et al. | Design of a continuous detonation wave engine for space application | |
| Trefny et al. | Supersonic free-jet combustion in a ramjet burner | |
| CN114673606B (en) | Oblique detonation engine adopting plug type spray pipe | |
| Anvekar | Aircraft Propulsion | |
| Zheng et al. | Research on Matching Discipline between Primary Rocket and RBCC Engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060312 |