Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе заключается в подаче топлива в камеру сгорания. Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником. Для этого топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником пилонами. Изобретение позволяет улучшить смешение компонент топлива, что обеспечивает, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшить стабилизацию процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил. 
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) представляет собой силовую установку для приведения в движение летательного аппарата в широком диапазоне скоростей, в том числе при гиперзвуковых скоростях. Проблема создания эффективного ГПВРД неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного смешения топлива с воздухом. Для этого топливо обычно впрыскивается на входе в камеру сгорания со стенок или со стоек (пилонов). Однако при больших скоростях смешение топлива с воздухом происходит на очень больших длинах смешения. Для сокращения длин смешения топлива с воздухом предлагались различные методы интенсификации смешения, например продольные вихри, образование турбулентности в слое смешения за счет осциллировавшей ударной волны, а также сверхзвуковые закрученные струи (V.I. Vasilev, S. N. Zakotenko, S. Ju. Krasheninnikov, V.A. Stepanov, "Numerical Investigation of Mixing Augmentation Behind Oblique Shock Waves", AIAA Journal, Vol.32, No. 2, February 1994, стр.311-316).
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, патент США 4903480, F 02 K 7/10, 1988 г., содержащий воздухозаборник смешанного сжатия, прямую сверхзвуковую камеру сгорания постоянного сечения с инжектором для впрыска горючего, и сопло, причем для эффективного смешения топлива со сверхзвуковым потоком воздуха подачу горючего в камеру сгорания осуществляют через сверхзвуковые инжекторы, равномерно расположенные по высоте в хвостовой части пилонов.
Недостатком данного технического решения является то, что подача топлива происходит на выходе из воздухозаборника в сверхзвуковую камеру сгорания. Для получения гомогенной смеси при сверхзвуковой скорости потока в потоке требуется значительное увеличение его длины (20-25 калибров высоты), даже при наличии чередования углов смещений осей инжекторов, равномерно расположенных в хвостовой части пилонов. В итоге это отрицательно сказывается на характеристиках двигателя в целом.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель», патент США 5085048, F 02 K 7/10, 1990 г., содержащий воздухозаборник, прямую камеру сгорания с уступами на начальном ее участке и расположенными в ней инжекторами, а также сопло. Причем инжекторы расположены на верхней и нижней поверхности стенок камеры таким образом, чтобы при впрыске горючего организовать зоны рециркуляции за уступами для эффективного смешения горючего с воздухом.
Основным недостатком данного технического решения является то, что зоны рециркуляции горючего и воздуха находятся в камере сгорания, и при сверхзвуковых скоростях потока воздуха время пребывания горючего в камере сгорания резко сокращается, что делает проблематичным эффективное смешения горючего с окислителем, например кислородом. Кроме того, наличие зон рециркуляции за уступами камеры сгорания, в которые определенным образом впрыскивают горючее для эффективного формирования струй топлива, в случае воспламенения последнего приводит к интенсивному тепловыделению и перестройке течения от сверхзвукового течения к дозвуковому по всей длине камеры сгорания.
Технической задачей заявляемого технического решения является улучшение смешения компонент топлива, обеспечивающего, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшение стабилизации процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).
Технический результат достигается тем, что топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником и обтекаемыми пилонами. Образованная зона, между носовой частью, топливной форсункой, обтекаемыми пилонами и воздухозаборником, интенсифицирует смешение компонент топлива с воздухом за счет инжекции топлива перед воздухозаборником из топливной форсунки, где происходит взаимодействие подаваемой струи с системой волн сжатия и скачков уплотнения, генерируемых самим воздухозаборником. Расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником выражают соотношением:
L=K×D,
где L - расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником;
К - коэффициент подобия;
D - диаметр воздухозаборника.
Изменяя расход, температуру и давление топлива из топливной форсунки регулируют режим работы воздухозаборника. При малых давлениях топлива из топливной форсунки обеспечивают запуск воздухозаборника и выход на расчетный режим при малых числах Маха полета (М<4). При увеличении скорости полета летательного аппарата увеличивают степень сжатия топливно-воздушной струи в воздухозаборнике управлением параметрами подачи топлива из топливной форсунки, например, изменяют температуру и давление подаваемого топлива. При этом управление воздухозаборником соединено с управлением подаваемой струи топлива, тем самым ликвидируют необходимость системы регулирования воздухозаборника с движущимися частями, и вся система управления связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.
На различных режимах работы двигателя определены следующие его достоинства:
- устойчивые запуск и втекание сверхзвуковой струи топлива в канал воздухозаборника;
- высокая интенсивность смешения компонент топлива;
- малые потери полного давления по тракту воздухозаборника;
- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;
- организация тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).
На чертеже изображена схема заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), схематично изображенный на чертеже, содержит носовую часть 1, в которой последовательно расположены топливная форсунка 2, обтекаемые пилоны 3, соединяющие топливную форсунку 2 с воздухозаборником 4, камеру сгорания 5, сопло 6, струю 7 топлива, волны 8 сжатия, скачки 9 уплотнения, воспламенители 10, фронт 11 горения. Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 генерируют волны 8 сжатия и скачки 9 уплотнения, радикально влияющие на интенсификацию процесса смешения топлива с воздухом. Расстояние между топливной форсункой 2 и воздухозаборником 4 равно L, а диаметр воздухозаборника 4 равен D. Управление воздухозаборником 4 соединено с управлением подаваемой струи 7 топлива, и вся система (на чертеже не показана) связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.
Заявляемый способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД), который схематично изображен на чертеже, осуществляют следующим образом.
При выходе летательного аппарата с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) на сверхзвуковые скорости полета (М>3) и достижении расчетного режима работы воздухозаборника 4 из топливных баков (на чертеже не показаны) топливо, например водород, подается в топливную форсунку 2 и затем в виде струи 7 подается в воздухозаборник 4.
Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 создают систему волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения. Взаимодействуя с системой волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых носовой частью 1, обтекаемыми пилонами 3 и воздухозаборником 4, струя 7 топлива деформируется и интенсивно перемешивается с воздухом в канале воздухозаборника 4. Эффективное перемешивание обеспечивает поступление практически гомогенной смеси струи 7 топлива с воздухом в камеру сгорания 5, где смесь сгорает во фронте 11 горения.
Воспламенение смеси и стабилизация горения в камере сгорания 5 может осуществляться различными способами. При наименьших скоростях полета (М<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) и больших полных температурах может реализовываться самовоспламенение смеси при достижении соответствующих значений температур, например Т>1000К, и давлений, например Р>0,1 ата, в топливовоздушной струе. Продукты сгорания истекают из сопла 6, создавая тягу летательному аппарату.
Управляя подачей топлива из топливной форсунки 2, например изменяя температуру и давление топлива, можно осуществлять запуск воздухозаборника 4 и выход на рабочий режим. За счет волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых струей 7 топлива, также можно регулировать воздухозаборник 4 без перемещения конструктивных его элементов, оптимально подстраивая рабочий процесс двигателя. Причем система управления параметрами топлива организована на базе бортовой ЭВМ летательного аппарата.
Исследования показали, что использование данного способа организации горения при интенсификации смешения компонентов топлива в камере сгорания экспериментальной модели гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) позволило интенсивно сжигать топливо при числах Маха, равных М=4-15, набегающего на модель высокоэнтальпийного воздуха.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет существенно улучшить распыливание топлива и смешение его с воздухом, обеспечивая тем самым высокую полноту сгорания. Кроме того, использование заявляемого технического решения обеспечивает:
- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения топлива с воздухом;
- запуск и регулирование воздухозаборника за счет управления параметрами подаваемой струи, что позволяет, соответственно, отказаться от системы его механического регулирования;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;
- организацию тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).
Также преимуществом заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) является сброс пограничного слоя, наросшего на носовой части 1 двигателя в его тракт, что, как известно, уменьшает сопротивление движению летательного аппарата, особенно при больших числах Маха полета летательного аппарата.
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий носовую часть, воздухозаборник, топливную форсунку, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что топливная форсунка расположена в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединена с воздухозаборником пилонами.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником выражено соотношением
L=K·D,
где L - расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником;
К - коэффициент подобия;
D - диаметр воздухозаборника.
3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что запуск и регулирование воздухозаборника осуществляют управлением подачи топлива из топливной форсунки с помощью бортовой ЭВМ.
4. Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД), заключающийся в подаче топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником.
www.freepatent.ru
Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М12—24. Исследования в рамках проекта Rockwell X-30 в 1980-х годах установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковыми комбинированными турбопрямоточными воздушно-реактивными двигателями Lockheed SR-71 «Blackbird» компании Lockheed достигает скорости не выше М3,4. В отличие от ракетного двигателя, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он теоретически обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с большинством существующих ракетных двигателей.
Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода — воздухозаборника, в котором поступающий в него со скоростью полёта летательного аппарата (ЛА) воздух тормозится и сжимается, камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопло, через которое происходит истечение газообразных продуктов сгорания топлива со скоростью, бо́льшей скорости полета, что и создаёт тягу двигателя. Как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствуют компрессор и турбина, которые присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и являются самыми дорогостоящими частями такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.
Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М7—8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД может иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости, и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт Boeing X-43 имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.
Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной и эксплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательных аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей.
ruwikiorg.ru
Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М12—24. Исследования в рамках проекта Rockwell X-30 в 1980-х годах установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковыми комбинированными турбопрямоточными воздушно-реактивными двигателями Lockheed SR-71 «Blackbird» компании Lockheed достигает скорости не выше М3,4. В отличие от ракетного двигателя, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он теоретически обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с большинством существующих ракетных двигателей.
Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода — воздухозаборника, в котором поступающий в него со скоростью полёта летательного аппарата (ЛА) воздух тормозится и сжимается, камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопло, через которое происходит истечение газообразных продуктов сгорания топлива со скоростью, бо́льшей скорости полета, что и создаёт тягу двигателя. Как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствуют компрессор и турбина, которые присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и являются самыми дорогостоящими частями такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.
Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М7—8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД может иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости, и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт Boeing X-43 имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.
Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной и эксплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательных аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей.
ruwikiorg.ru
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) содержит корпус, воздухозаборник с центральным телом, внутри которого установлена топливная форсунка в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, соединенной пилонами с воздухозаборником, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, систему управления и твердотопливный картридж для стартового разгона. Способ организации рабочего процесса в ГПВРД заключается в сжигании твердотопливного заряда картриджа, сжатии воздуха в воздухозаборнике, генерировании внутренних ударных волн в проточной части двигателя, подаче в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, организации пульсирующего режима горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц, расширении продуктов горения в сопле и регулировании режима горения. Изобретение направлено на повышение темпа набора скорости, улучшение полноты сгорания топлива и совершенствование массогабаритных характеристик летательного аппарата с ГПВРД. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано при разработке ГПВРД с разгоняющим твердотопливным картриджем.
Выполненные расчетные и экспериментальные исследования показали, что успешная реализация гиперзвукового полета в атмосфере Земли возможна при комплексном решении таких проблем, как: снижение аэродинамического сопротивления и улучшение массогабаритных характеристик летательного аппарата, повышение полноты сгорания топлива и использование кислорода воздуха в качестве окислителя, а также решении проблем теплозащиты наиболее теплонапряженных элементов двигателя и летательного аппарата. Кроме этого следует иметь в виду, что ГПВРД не имеет стартовой тяги и ему необходим стартовый разгон.
Известен комбинированный ракетно-прямоточный двигатель (патент RU №2015390, МПК F02K 7/18, 1994), содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему, воспламенитель, систему управления и установленный в камере сгорания на фиксаторах стартовый двигатель со своим корпусом и соплом.
Недостатком известного комбинированного ракетно-прямоточного двигателя является дополнительный вес корпуса стартового двигателя и его сопла.
Известен также способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя и устройство для его осуществления (патент RU №1833790 A1, МПК F02K 7/18, 1993), включающий сжигание твердотопливного заряда, сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топливе, смешение воздуха с топливом и продуктами неполного сгорания топлива, дожигание топливовоздушной смеси в сталкивающихся сверхзвуковых струях, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения. При этом устройство для осуществления способа формирования рабочего процесса комбинированного ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус, воздухозаборник, камеру дожигания, выходное сопло, топливную систему с форсункой и ракетный двигатель твердого топлива с камерой сгорания, сообщенной с камерой дожигания газоводами, образованными сверхзвуковыми кососрезанными соплами, связанными с приводами их вращения.
Недостатком известного способа формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя и устройства для его осуществления является сложная организация столкновения сверхзвуковых струй и дожигания продуктов неполного сгорания топлива, а также ненадежная система вращения кососрезанных сопл с резонатором в условиях высоких температур и ударных нагрузок.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю и способу организации рабочего процесса в нем является принятый за прототип гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения (патент RU №2262000, МПК F02K 7/10, 2005), включающий корпус двигателя, воздухозаборник с центральным телом, топливную форсунку, расположенную перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, камеру сгорания, воспламенитель и сопло. При этом способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания перед воздухозаборником в зону, образованную между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатком известного технического решения является протяженная зона подготовки и горения топливовоздушной смеси и низкая тяга двигателя без стартового разгона.
Задачей заявленного изобретения является создание ГПВРД с высокими уровнем тяги и топливной эффективностью в условиях стартового разгона.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении массогабаритных характеристик летательного аппарата с ГПВРД.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, расположенную перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, воспламенитель, сопло и систему управления, в прямоточной части двигателя установлен твердотопливный картридж с воздушными каналами, фиксатором положения и воспламенителем, соединенным с системой управления. Топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой и его задняя и боковая стенки выполнены пористыми с управляемой скважностью.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения в камере сгорания, сжигают твердотопливный заряд картриджа, подают в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 Тт, где Тт - время полного сгорания твердотопливного заряда картриджа, и создают пульсирующий режим горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц.
На фигуре 1 приведена схема заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2 с центральным телом 3, камеру сгорания 4, воспламенитель 5, сопло 6, топливную форсунку 7, соединенную пилонами 8 с воздухозаборником 2 и выполненную в виде газоструйного резонатора 9 с острой передней кромкой 10, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела 3 и обращен навстречу набегающему потоку воздуха 11. Внутренняя полость 12 газоструйного резонатора 9 соединена с топливной системой двигателя 13. Стенки 14 газоструйного резонатора 9 выполнены пористыми с управляемой скважностью. В проточной части двигателя установлен твердотопливный картридж 15 с воздушными каналами 16, фиксатором положения 17 и воспламенителем 5, соединенным с системой управления 19.
Заявленный способ организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют следующим образом. Воспламенитель 5 после команды системы управления 19 поджигает твердотопливный заряд картриджа 15. Двигатель выводят на уровень тяги стартового разгона, набегающий поток воздуха 11 сжимают в воздухозаборнике 2, направляют в зону горения по воздушным каналам 16 и интенсифицирует процесс горения. В зависимости от программы полета и заданного темпа набора скорости в камеру сгорания 4 подают нанодисперсное топливо 20, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора 9 навстречу набегающему потоку 11 воздуха и через его пористые стенки 14 с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 от времени полного сгорания твердотопливного заряда картриджа Тт. С помощью газоструйного резонатора 9 формируют пульсирующий режим топливопитания камеры сгорания 4 в частотном диапазоне от 100 до 4000 герц с интенсивным процессом смешения и подготовки к горению топливовоздушной смеси. После полного выгорания твердотопливного заряда картриджа 15 и завершения стартового разгона в проточной части двигателя генерируют систему внутренних ударных волн 18, способствующей переходу на двухстадийный режим горения с пульсирующей детонацией и высокой полнотой сгорания топлива.
Таким образом, преимуществом заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и способа организации рабочего процесса в нем является возможность обеспечить двухстадийный режим горения с пульсирующей детонацией, высокой полнотой сгорания топлива, повышенной топливной эффективностью и улучшить массогабаритные характеристики летательного аппарата с ГПВРД.
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, соединенную пилонами с воздухозаборником, воспламенитель, сопло и систему управления, отличающийся тем, что в проточной части двигателя установлен твердотопливный картридж с воздушными каналами, фиксатором положения и воспламенителем, соединенным с системой управления, топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой и его задняя и боковая стенки выполнены пористыми с управляемой скважностью.
2. Способ организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающий сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения, отличающийся тем, что сжигают твердотопливный заряд картриджа, в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником подают нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 от времени полного сгорания твердотопливного заряда картриджа и создают пульсирующий режим горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц.
www.findpatent.ru
