RU2325544C2 - Integral rocket ramjet engine (irre) - Google Patents
Integral rocket ramjet engine (irre) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2325544C2 RU2325544C2 RU2006122264/06A RU2006122264A RU2325544C2 RU 2325544 C2 RU2325544 C2 RU 2325544C2 RU 2006122264/06 A RU2006122264/06 A RU 2006122264/06A RU 2006122264 A RU2006122264 A RU 2006122264A RU 2325544 C2 RU2325544 C2 RU 2325544C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- plate
- protective
- layer
- cover
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid-Fuel Combustion (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям.The invention relates to mechanical engineering, namely to integrated rocket-ram engines.
В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) находят применение интегральные ракетно-прямоточные двигатели (ИРПДТ) с твердотопливным газогенератором, у которых заряд твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя размещен в камере сгорания прямоточного двигателя. Передняя часть камеры сгорания снабжена, по меньшей мере, одним патрубком, к которому пристыковано воздухозаборное устройство (ВЗУ) и через которое при работе ИРПДТ на прямоточном режиме в камеру сгорания поступает набегающий воздушный поток. Важным элементом ИРПДТ является крышка, которая размещается в патрубке камеры сгорания и которая герметично закрывает ВЗУ при работе стартового ракетного двигателя. В начальный период применения ИРПДТ крышка была сбрасываемой, т.е. после окончания работы стартового ракетного двигателя, когда ЛА приобретал необходимую скорость полета (необходимое число М), крышка выбрасывалась через камеру сгорания и сопло в окружающую среду. Поскольку крышка, как правило, была толстостенной и имела значительную массу, то ее заранее непредсказуемое движение в окружающей среде представляло опасность для других ЛА. Поэтому в последнее время одним из основных требований, предъявляемых к ИРПДТ, является отсутствие сбрасываемых массивных частей, что, в первую очередь, относится к крышке. Серьезным недостатком, ограничивающим применение ИРПДТ в настоящее время, являются трудности создания надежной и компактной несбрасываемой крышки.At present, in aircrafts (LAs), integrated ramjet engines with solid propellant gas generators are used, in which a solid rocket fuel (TRT) charge of the launch rocket engine is placed in the combustion chamber of the ramjet engine. The front part of the combustion chamber is equipped with at least one branch pipe to which an air intake device (VZU) is docked and through which an incoming air stream enters the combustion chamber when the IRPT is used in direct-flow mode. An important element of the IRPDT is the cover, which is placed in the nozzle of the combustion chamber and which hermetically closes the VZU when the rocket engine starts. In the initial period of application of IRPDT, the cover was resettable, i.e. after the launch of the rocket engine, when the aircraft acquired the necessary flight speed (the required number M), the cover was thrown out through the combustion chamber and nozzle into the environment. Since the cover, as a rule, was thick-walled and had a significant mass, its unpredictable movement in the environment in advance was dangerous for other aircraft. Therefore, recently, one of the main requirements for IRPDT is the lack of discharged massive parts, which, first of all, relates to the cover. A serious drawback that currently restricts the use of IRPDTs is the difficulty in creating a reliable and compact non-resettable lid.
Известен интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) с несбрасываемой крышкой, патент ФРГ N 3003004, 1981 г., МКИ F02C 7/04), где несбрасываемая крышка изготовлена из предварительно напряженного материала и разрушается на мелкие осколки при ударе острого стержня, соединенного с поршнем, который перемещается в специальном канале под действием давления продуктов первичного сгорания, поступающих из газогенератора при воспламенении твердотопливного заряда после окончания работы стартового ракетного двигателя. Однако в таком ИРПДТ невозможно обеспечить приемлемую надежность функционирования такой крышки. Известно, что продукты первичного сгорания, образующиеся в газогенераторе, помимо высокой температуры имеют в своем составе значительное содержание конденсированной фазы (до 70%), которая может зашлаковать щелевой зазор между поршнем и каналом. Использование же специального фильтра сопряжено с потерями давления и увеличением времени перемещения поршня, что в итоге снижает силу удара стержня в крышку.Known integral rocket-ramjet engine (IRPDT) with non-resettable cover, patent FRG N 3003004, 1981, MKI F02C 7/04), where the non-resettable cover is made of prestressed material and collapses into small fragments upon impact of a sharp rod connected to the piston , which moves in a special channel under the action of pressure of the primary combustion products coming from the gas generator upon ignition of the solid fuel charge after the start of the rocket engine. However, in such an IRPT it is not possible to provide an acceptable reliability of the operation of such a cover. It is known that the primary combustion products formed in the gas generator, in addition to high temperature, contain a significant content of the condensed phase (up to 70%), which can slag the gap between the piston and the channel. The use of a special filter is associated with pressure losses and an increase in the time the piston moves, which ultimately reduces the force of impact of the rod into the cover.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ), патент США N 6631610, 1983 г., МКИ F02K 7/18, состоящий из камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним патрубком, на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, скрепленного с ним заряда твердого ракетного топлива стартового ракетного двигателя, размещенной в патрубке несбрасываемой крышки, состоящей из корпуса с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластины слоистой структуры. При этом корпус с решеткой прочно зафиксирован в патрубке камеры сгорания и является несбрасываемым. Пластина, закрывающая решетку со стороны камеры сгорания, состоит из нескольких чередующихся слоев палладия (Pd) и алюминия (Al). При этом каждый слой Al заключен между двумя слоями Pd, и толщина каждого слоя Pd составляет половину толщины слоя Al. При воздействии высокой температуры (выше 650°С) между слоями Pd и Al происходят экзотермические реакции с выделением значительного количества тепла, в результате которых получается порошкообразный PdAl, выбрасываемый в камеру сгорания. Таким образом, в конце работы стартового ракетного двигателя, когда поверхность горения заряда твердого ракетного топлива достигает поверхности пластины, начинается реакция между ее металлическими слоями Pd и Al, в результате чего пластина распадается на частицы PdAl, которые выбрасываются в камеру сгорания ИРПДТ. В камеру сгорания начинает поступать воздух через воздухозаборное устройство и патрубок камеры сгорания, который после включения твердотопливного газогенератора смешивается с продуктами первичного горения, поступающими из твердотопливного газогенератора. В связи с высокой скоростью горения твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя продолжительность контакта высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины может оказаться недостаточной для начала реакций между слоями Pd и Al и разрушения пластины. Для того чтобы избежать таких случаев, на поверхность пластины со стороны камеры сгорания крепятся несколько воспламенительных выступов, изготовленных из того же материала, что и пластина (слоев Pd и Al), и выступающих над поверхностью пластины примерно на 2,5÷6,5 мм. Однако обеспечить надежное функционирование такой крышки практически невозможно. Из-за имеющегося в действительности неравномерного выгорания поверхности заряда ТРТ контакт высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины получается локальным, в результате чего в этом месте происходит «прожег» пластины и через образовавшееся отверстие возможен выброс высокотемпературных продуктов сгорания твердого ракетного топлива (ТРТ) в воздухозаборное устройство (ВЗУ). Кроме того, известно, что для обеспечения адгезии заряда ТРТ к теплозащитному покрытию (ТЗП) камеры сгорания, на теплозащитное покрытие наносится резиноподобный защитнокрепящий слой (ЗКС) толщиной 1-1,5 мм. В рассмотренной конструкции несбрасываемой крышки такой слой ЗКС не предусмотрен. Поэтому при работе стартового ракетного двигателя пластина и скрепленные с ней воспламенительные выступы являются опасными концентраторами напряжений, что может привести к разрушению заряда ТРТ.The closest technical solution selected for the prototype is an integral ramjet engine (IRPDT), US patent N 6631610, 1983, MKI F02K 7/18, consisting of a combustion chamber equipped with at least one nozzle on the inside the surface of the combustion chamber is coated with a heat shield bonded to it with a solid rocket fuel charge of the starting rocket engine located in the nozzle of the non-resettable cover, consisting of a housing with a grill consisting of longitudinal and transverse ribs, and a laminated plate urs. In this case, the housing with the grill is firmly fixed in the pipe of the combustion chamber and is non-resettable. The plate covering the grate from the side of the combustion chamber consists of several alternating layers of palladium (Pd) and aluminum (Al). Moreover, each Al layer is enclosed between two Pd layers, and the thickness of each Pd layer is half the thickness of the Al layer. When exposed to high temperature (above 650 ° C), exothermic reactions occur between the Pd and Al layers with the release of a significant amount of heat, resulting in a powdered PdAl emitted into the combustion chamber. Thus, at the end of the launch rocket engine, when the combustion surface of the solid rocket fuel charge reaches the surface of the plate, a reaction begins between its metal layers of Pd and Al, as a result of which the plate breaks up into PdAl particles that are ejected into the IRPTT combustion chamber. Air begins to enter the combustion chamber through the air intake device and the pipe of the combustion chamber, which, after switching on the solid fuel gas generator, is mixed with the primary combustion products coming from the solid fuel gas generator. Due to the high burning rate of solid rocket fuel (TRT) of the starting rocket engine, the duration of the contact of the high temperature combustion zone with the surface of the plate may not be sufficient to initiate reactions between the Pd and Al layers and to destroy the plate. In order to avoid such cases, several igniter protrusions made of the same material as the plate (Pd and Al layers) and protruding by about 2.5 ÷ 6.5 mm above the plate surface are attached to the plate surface from the side of the combustion chamber . However, it is almost impossible to ensure reliable operation of such a cover. Due to the actually uneven burnup of the TPT charge surface, the contact of the high-temperature combustion zone with the plate surface is localized, as a result of which the plate “burns” and the high-temperature products of solid rocket fuel (TRT) combustion are ejected into the air intake device (VZU). In addition, it is known that in order to ensure the adhesion of the TPT charge to the heat-shielding coating (TZP) of the combustion chamber, a rubber-like protective fastening layer (ZKS) 1-1.5 mm thick is applied to the heat-shielding coating. In the considered design of a non-resettable cover, such a ZKS layer is not provided. Therefore, when the rocket engine starts, the plate and the ignition projections attached to it are dangerous stress concentrators, which can lead to the destruction of the TRT charge.
Решаемой задачей изобретения является повышение надежности работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя (ИРПДТ) в момент перехода от стартового к маршевому режиму, улучшение условий подачи воздушного потока в камеру сгорания и повышение коэффициента восстановления полного давления камеры сгорания при работе прямоточного двигателя.The object of the invention is to increase the reliability of the integral ramjet engine (IRPDT) at the time of transition from the start to the march mode, to improve the conditions for supplying the air flow to the combustion chamber and to increase the recovery coefficient of the total pressure of the combustion chamber during the operation of the ramjet engine.
Технический результат обеспечивается тем, что в предлагаемом интегральном ракетно-прямоточном двигателе (ИРПДТ), содержащем газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, при этом на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, размещенную на патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры, решетка выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия, а пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, причем решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания, а теплозащитное покрытие камеры выполнено с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность.The technical result is ensured by the fact that in the proposed integrated ramjet engine (IRPDT) containing a gas generator with a solid fuel charge, the combustion chamber is equipped with at least one nozzle, while on the inner surface of the combustion chamber a heat-protective coating is placed on the nozzle which is not resettable a cover having a body with a grating consisting of longitudinal and transverse ribs and a plate of a layered structure, the grating protrudes into the combustion chamber to the thickness of its heat-protective coating, and Astin consists of a metal foil and a protective layer, and the grill is made equally strong with the wall of the combustion chamber, and the heat-protective coating of the chamber is made with a protective layer by applying the latter to its surface.
Защитнокрепящий слой пластины несбрасываемой крышки выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем теплозащитного покрытия камеры сгорания, а несбрасываемая крышка по периферии снабжена острым выступом, проникающим в защитнокрепящий слой.The protective layer of the plate of the non-resettable cover is made in one piece with the protective layer of the heat-protective coating of the combustion chamber, and the non-resettable cover on the periphery is provided with a sharp protrusion penetrating the protective layer.
Поперечные ребра решетки размещены к оси камеры сгорания под острым углом и их передние кромки спрофилированы, при этом решетка образует направляющий элемент для подачи воздушного потока в камеру сгорания.The transverse ribs of the grill are placed to the axis of the combustion chamber at an acute angle and their leading edges are profiled, while the grill forms a guide element for supplying air flow to the combustion chamber.
На фиг.1 изображена схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя перед началом работы.Figure 1 shows a diagram of an integrated ramjet engine before starting work.
На фиг.2 - схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя в конце работы стартового ракетного двигателя.Figure 2 - diagram of an integrated rocket-ram engine at the end of the launch rocket engine.
На фиг.3 - продольный разрез несбрасываемой крышки, размещенной в патрубке камеры сгорания.Figure 3 is a longitudinal section of a non-resettable cover located in the pipe of the combustion chamber.
На фиг.4 - поперечный разрез несбрасываемой крышки, размещенной в патрубке камеры сгорания.Figure 4 is a cross section of a non-resettable cover placed in the pipe of the combustion chamber.
На фиг.5 - поперечный разрез несбрасываемой крышки.Figure 5 is a cross section of a non-resettable cover.
На фиг.6 - вид А на фиг.5.In Fig.6 is a view A in Fig.5.
На фиг.7 - размещение поперечных ребер решетки к оси камеры под острым углом и профилирование их передней части.In Fig.7 - the placement of the transverse ribs of the lattice to the axis of the chamber at an acute angle and profiling of their front part.
На фиг.8 - пространственный вид решетки со стороны воздухозаборного устройства.On Fig is a spatial view of the lattice from the side of the intake device.
На фиг.9 - пространственный вид отсека камеры сгорания в сборе с несбрасываемой крышкой.Figure 9 is a spatial view of the compartment of the combustion chamber assembly with a non-resettable lid.
Заявляемый интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) содержит камеру сгорания 1, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком 2. На внутреннюю поверхность камеры 1 сгорания нанесено теплозащитное покрытие 3, с которым скреплен заряд 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя 5. В патрубке 2 размещена несбрасываемая крышка 6, состоящая из корпуса 7 с решеткой 8, состоящей из продольных 9 и поперечных 10 ребер и пластины 11 слоистой структуры. С камерой 1 сгорания скреплен газогенератор 12 с твердотопливным зарядом 13, а к патрубку 2 пристыковано воздухозаборное устройство 14.The inventive integrated ramjet engine (IRPDT) contains a
Решетка 8 выступает в камеру 1 сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия 3, а пластина 11 слоистой структуры состоит из металлической фольги 15 и защитнокрепящего слоя 16. При этом решетка 8 выполнена равнопрочной со стенкой камеры 1 сгорания и на поверхность ТЗП 3 камеры 1 сгорания нанесен защитнокрепящий слой 17.The
Защитнокрепящий слой 16 пластины 11 выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания, а несбрасываемая крышка 6 по периферии снабжена острым выступом 18, проникающим в защитнокрепящий слой 17.The protective-
Поперечные ребра 10 решетки 8 размещены к оси камеры 1 сгорания под острым углом αo и их передние кромки 19 спрофилированы. При этом решетка 8 с продольными 9 и поперечными 10 ребрами образует направляющий элемент для подачи воздушного потока 20 в камеру 1 сгорания.The
Интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) работает следующим образом.Integrated rocket-ram engine (IRPDT) works as follows.
При срабатывании воспламенительного устройства (на фиг.1 не показано) поджигается поверхность заряда 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) и начинается работа стартового ракетного двигателя 5, например, на фиг.1 схематично изображен стартовый бессопловый ракетный двигатель, представляющий собой заряд 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) с каналом, который заканчивается раструбом. В процессе работы стартового твердотопливного двигателя, горения заряда 4 ТРТ, происходит увеличение скорости полета ЛА, который оснащен предлагаемым ИРПДТ. В конце работы стартового твердотопливного двигателя ЛА разгоняется до требуемой скорости полета, требуемого числа М полета. При этом поверхность горения заряда 4 ТРТ достигает защитнокрепящего слоя 16 пластины 11 слоистой структуры и защитнокрепящего слоя 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания заряда 4 твердого ракетного топлива (ТРТ), Тпс≈3000К, происходит частичное коксование защитнокрепящего слоя 16 на толщину примерно 0,4÷0,5 мм, что приводит к частичной потере его эластичности. При спаде давления в камере 1 сгорания воздухозаборное устройство (ВЗУ) 14 освобождается от заглушек на входе (на фиг.1 и 2 не показаны). Под действием скоростного напора набегающего потока воздуха 20, поступающего через возухозаборное устройство 14 (ВЗУ), пластина 11 слоистой структуры, состоящая из металлической фольги 15 и прококсованного защитнокрепящего слоя 16, выбрасывается в камеру 1 сгорания, в которой под воздействием остаточных высокотемпературных продуктов сгорания происходит разрушение защитнокрепящего слоя 16 и металлической фольги 15 на мелкие части. Через решетку 8 с продольными 9 и поперечными 10 ребрами в камеру 1 сгорания начинает поступать воздушный поток 20, и в это же время срабатывает воспламенительное устройство (на фиг.2 не показано) в газогенераторе 12, что приводит к воспламенению и горению твердотопливного заряда 13. Продукты первичного горения, обогащенные горючими компонентами, поступают из газогенератора 12 в камеру 1 сгорания, где смешиваются с воздушным потоком и окончательно дожигаются. В случае, когда защитнокрепящий слой 16 пластины 11 слоистой структуры выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания, несбрасываемая крышка 6 по периферии снабжена острым выступом 18, проникающим в защитнокрепящий слой 17. Острый выступ 18, которым, например, заканчивается корпус 7 несбрасываемой крышки 6 на фиг.6, создает в защитнокрепящем слое 17 соответствующую по форме канавку, которая при работе стартового твердотопливного двигателя является концентратором напряжений, приводящим к ослаблению защитнокрепящего слоя 17 и последующему его разрыву по периметру канавки под воздействием воздушного потока 20 при окончании работы стартового ракетного двигателя 5. По сравнению с прототипом в заявляемом ИРПДТ поперечные ребра 10 решетки 8 размещены к оси камеры 1 сгорания под острым углом αо<90° и их передние кромки спрофилированы. В схеме на фиг.7 показано, например, что профилирование передней части ребер заключается в получении острой кромки под острым углом к оси камеры 1 сгорания. При этом в зависимости от геометрических характеристик переходного отсека ВЗУ 14 острый угол у разных ребер 10 может быть различным: α1, α2, α3 и т.д.When the ignition device is triggered (not shown in FIG. 1), the solid rocket fuel (TPT)
Достигнутым техническим результатом является то, что благодаря предложенному изобретению повышается надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя (ИРПДТ) в момент перехода от стартового к маршевому режиму, т.е. в период окончания работы стартового ракетного двигателя и начала работы ракетно-прямоточного двигателя, улучшаются условия подачи воздушного потока в камеру сгорания и повышается коэффициент восстановления полного давления камеры сгорания при работе ИРПДТ на прямоточном режиме.The technical result achieved is that, thanks to the proposed invention, the reliability of the integral ramjet engine (IRPDT) increases at the time of transition from the start to the march mode, i.e. during the termination of the launch rocket engine and the start of the ramjet engine, the conditions for supplying the air flow to the combustion chamber are improved and the recovery coefficient of the total pressure of the combustion chamber is increased when the IRPT is operated in direct-flow mode.
По сравнению с прототипом количество слоев пластины 11 слоистой структуры уменьшено с 12 до 2. Толщина металлической фольги (0,1-0,2 мм) принимается такой, чтобы ее масса не превышала ~5 г.Металлическая фольга опирается на ребра решетки 8, выступающей в камеру 1 сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия 3. Решетка 8 состоит из продольных 9 и поперечных 10 ребер, образующих ячейки решетки 8. Площадь ячеек принимается такой, чтобы не нарушить прочность тонкостенной металлической фольги 15 при работе стартового ракетного двигателя в эксплуатационном диапазоне температур ±50°С. Со стороны камеры 1 сгорания на металлическую фольгу 15 пластины 11 слоистой структуры по всей поверхности наносится, например, резиноподобный, защитнокрепящий слой 16 толщиной 1÷1,5 мм. Собранная пластина 11 слоистой структуры со стороны воздухозаборного устройства (ВЗУ) по периферии может быть присоединена к нижней торцевой поверхности корпуса 7 несбрасываемой крышки 6. При этом усилие соединения на отрыв металлической фольги 15 пластины 11 слоистой структуры должно быть меньше усилия от скоростного напора набегающего воздушного потока на площадь пластины 11. Далее на поверхность теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания наносится защитнокрепящий слой 17 такого же состава, что и защитнокрепящий слой 16. Несбрасываемая крышка 6 фиксируется в патрубке 2 либо по одной из прессовых посадок между поверхностями корпуса 7 несбрасываемой крышки 6 и патрубка 2, либо, например, с помощью фланцевого соединения, фиг.3 и 4. Стык между защитнокрепящим слоем 16 пластины 11 слоистой структуры и защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания заливается, например, герметиком.Compared with the prototype, the number of layers of the
В случае, когда защитнокрепящий слой 16 пластины 11 слоистой структуры выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания, производится сборка металлической фольги 15 пластины 11 слоистой структуры с решеткой 8, после чего несбрасываемая крышка 6, снабженная по периферии острым выступом 18, размещается и закрепляется в патрубке 2. Наносится защитнокрепящий слой 17 по всей внутренней поверхности теплозащитного покрытия 3 и металлической фольги 15 несбрасываемой крышки 6. При этом острый выступ 18 проникает в защитнокрепящий слой 17 и создает в нем канавку соответствующего сечения и глубиной ~30÷50% толщины защитнокрепящего слоя 17, которая при работе ИРПДТ является концентратором напряжений, ослабляя в этом месте прочность защитнокрепящего слоя 17.In the case when the protective-fixing
Благодаря размещению поперечных ребер 10 решетки 8 под острым углом αо к оси камеры 1 сгорания и профилированию их передних кромок 19, решетка 8, в отличие от прототипа, где αо=90°, образует направляющий элемент для улучшения условий подачи воздушного потока в камеру сгорания. В зависимости от геометрических характеристик существует оптимальное значение угла αо опт подачи воздушного потока 20, поступающего из воздухозаборного устройства 14, к оси камеры 1 сгорания.Due to the placement of the
В различных интегральных ракетно-прямоточных двигателях (ИРПДТ) этот угол изменяется в пределах от 30 до 40 градусов. Увеличение угла αо подачи воздушного потока к оси камеры сгорания по отношению к оптимальному значению αо опт приводит к снижению проекции на ось X, совпадающую с осью камеры сгорания, секундного количества движения воздушного потока в уравнении сохранения количества движения для контрольного объема камеры сгорания, что, в конечном счете, приводит к росту потерь полного давления в камере сгорания, т.е. к уменьшению коэффициента восстановления полного давления σкс камеры сгорания и, в конечном счете, к снижению тягово-экономических характеристик (ТЭХ) ИРПДТ на прямоточном режиме работы. Уменьшение же угла αо по отношению к αо опт может привести к снижению коэффициента полноты сгорания ηг топлива в камере сгорания, что, в конечном счете, также снизит ТЭХ двигателя на прямоточном режиме работы.In various integrated ramjet engines (IRPDT), this angle varies from 30 to 40 degrees. An increase in the angle α о of the air flow supply to the axis of the combustion chamber relative to the optimal value α о opt leads to a decrease in the projection on the X axis, which coincides with the axis of the combustion chamber, of the second momentum of the air flow in the equation of conservation of momentum for the control volume of the combustion chamber, which , ultimately, leads to an increase in the total pressure loss in the combustion chamber, i.e. to reduce the recovery coefficient of the total pressure σ cs of the combustion chamber and, ultimately, to reduce the traction and economic characteristics (TEC) of the IRPDT in the direct-flow mode of operation. A decrease in the angle α о with respect to α о opt can lead to a decrease in the coefficient of completeness of combustion η g of fuel in the combustion chamber, which, ultimately, will also reduce the TEC of the engine in direct-flow operation.
Таким образом, в заявляемом интегральном ракетно-прямоточном двигателе (ИРПДТ) благодаря предложенной конструкции несбрасываемой крышки повышается надежность работы двигателя при переходе от стартового к маршевому режиму, а решетка с продольными и поперечными ребрами является и опорой для разрушаемой пластины, как в прототипе, и направляющим элементом для подачи воздушного потока в камеру сгорания под углом αо, близким к оптимальному для конкретной камеры сгорания.Thus, in the inventive integrated rocket-ramjet engine (IRPDT), due to the proposed design of the non-resettable cover, the reliability of the engine increases during the transition from the starting to the marching mode, and the lattice with longitudinal and transverse ribs is also a support for the destructible plate, as in the prototype, and the guide an element for supplying air flow to the combustion chamber at an angle α about close to optimal for a particular combustion chamber.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006122264/06A RU2325544C2 (en) | 2006-06-22 | 2006-06-22 | Integral rocket ramjet engine (irre) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006122264/06A RU2325544C2 (en) | 2006-06-22 | 2006-06-22 | Integral rocket ramjet engine (irre) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006122264A RU2006122264A (en) | 2008-01-10 |
| RU2325544C2 true RU2325544C2 (en) | 2008-05-27 |
Family
ID=39019690
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006122264/06A RU2325544C2 (en) | 2006-06-22 | 2006-06-22 | Integral rocket ramjet engine (irre) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2325544C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104615838A (en) * | 2015-02-16 | 2015-05-13 | 厦门大学 | Radial air inlet distortion restraining grating of ramjet engine and designing method of radial air inlet distortion restraining grating |
| CN104675523A (en) * | 2015-02-16 | 2015-06-03 | 厦门大学 | Ramjet circumferential air inlet distortion restraint grating and design method thereof |
| RU171406U1 (en) * | 2016-10-27 | 2017-05-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Plug of the intake device of a ramjet engine |
| RU2623134C1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-06-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fueled integrated straight-jet engine |
-
2006
- 2006-06-22 RU RU2006122264/06A patent/RU2325544C2/en active
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104615838A (en) * | 2015-02-16 | 2015-05-13 | 厦门大学 | Radial air inlet distortion restraining grating of ramjet engine and designing method of radial air inlet distortion restraining grating |
| CN104675523A (en) * | 2015-02-16 | 2015-06-03 | 厦门大学 | Ramjet circumferential air inlet distortion restraint grating and design method thereof |
| CN104675523B (en) * | 2015-02-16 | 2016-01-27 | 厦门大学 | Pressed engine circumference inlet distortion suppresses grid and design method thereof |
| CN104615838B (en) * | 2015-02-16 | 2017-05-24 | 厦门大学 | Radial air inlet distortion restraining grating of ramjet engine and designing method of radial air inlet distortion restraining grating |
| RU2623134C1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-06-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fueled integrated straight-jet engine |
| RU171406U1 (en) * | 2016-10-27 | 2017-05-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Plug of the intake device of a ramjet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006122264A (en) | 2008-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5345758A (en) | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine | |
| RU2325544C2 (en) | Integral rocket ramjet engine (irre) | |
| JP2012500926A (en) | Combustion turbine for non-continuous combustion | |
| CN102954496A (en) | Pulse detonation combustor with air chamber | |
| RU2340784C2 (en) | Detonation damper for pulsed detonation engines (versions) | |
| RU2312999C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2412369C1 (en) | Solid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
| JP6310293B2 (en) | Combustor, jet engine, flying object, and operation method of jet engine | |
| RU2429368C1 (en) | Solid-propellant rocket engine (versions) | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| RU2438033C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| JPH07279687A (en) | Method and equipment for preventing penetration of extremelyhot substance through substrate for gas turbin engine | |
| RU102970U1 (en) | INTEGRAL ROCKET AND RECTANCH ENGINE | |
| US6132270A (en) | Pulsing reaction drive for water craft | |
| RU2339829C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2225524C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2432484C1 (en) | Solid-fuel charge igniter for rocket engine | |
| JP2017511857A (en) | Turbomachine emergency start system | |
| Frolov et al. | Air-Breathing Liquid-Fueled Pulse Detonation Engine Demonstrator. | |
| RU2362035C1 (en) | Charge for solid rocket fuel | |
| RU2642764C2 (en) | Solid-propellant rocket engine (versions) | |
| RU2654292C2 (en) | Method of work of air-jet engine and device for its implementation (options) |