початок розділу Виробничі, аматорські радіоаматорські Авіамодельний, ракетомодельного Корисні, цікаві	хитрощі майстру електроніка фізика технології винаходи	таємниці космосу таємниці Землі таємниці Океану хитрощі Карта розділу
Використання матеріалів сайту дозволяється за умови посилання (для сайтів - гіперпосилання)

ВИНАХІД
Патент Російської Федерації RU2287076
РУХОВА ВСТАНОВЛЕННЯ ДЛЯ гіперзвукових ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТУ

Ім'я заявника: Федеральне державне унітарне підприємство "Центральний інститут авіаційного моторобудування ім. П.І. Баранова" (RU)
Ім'я винахідника: Семенов В'ячеслав Львович (RU); Галанкін Євген Максимович (RU); Серебряков Дамір Ильдарович (RU)
Ім'я патентовласника: Федеральне державне унітарне підприємство "Центральний інститут авіаційного моторобудування ім. П.І. Баранова" (RU)
Адреса для листування: 111116, Москва, вул. Авиамоторная, 2, ФГУП "ЦИАМ ім. П.І. Баранова", відділ Інтелектуальної власності
Дата початку дії патенту: 2005.02.24

Рухова установка для гіперзвукового літального апарату містить гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун, що має, щонайменше, одну камеру згоряння, забезпечену пристроєм для упорскування палива і воспламенителем. На вхід воспламенителя подають кисень. Рухова установка містить і теплообмінний пристрій для охолодження двигуна вуглеводневим паливом, пов'язане виходом з пристроєм для упорскування палива. Система подачі палива в двигун містить паливний бак з вуглеводневим паливом і турбонасосний агрегат, який має відцентровий насос, вхід якого пов'язаний з виходом паливного бака, а вихід зі входом в теплообмінний пристрій. На одному валу з відцентровим насосом розташована турбіна. Система подачі палива додатково містить автономний контур для подачі на турбіну під тиском газоподібного речовини, сумісного з вуглеводневим паливом в процесі горіння, вихід якого з'єднаний з входом на турбіну, а на вхід в якості газоподібного речовини, сумісного з вуглеводневим паливом, надходить водень. Технічним результатом є підвищення надійності гіперзвукового літального апарату.

ОПИС ВИНАХОДИ

Винахід відноситься до галузі космічної та спеціальної техніки, а точніше до силових установок для гіперзвукових літальних апаратів (ГЛА) і багаторазових космічних транспортних систем (МКТС) з комбінованими і силовими установками.

Відомі рухові установки крилатих ракет, що містять прямоточні повітряно-реактивні двигуни (ПВРД) типу "Вега", "Бладхаунд", "Робот", мають камеру згоряння, у яких подача палива в камеру згоряння здійснюється турбонасосним агрегатом (ТНА), що включає відцентровий насос і турбіну, розташовану на одному валу з відцентровим насосом, і що працює від швидкісного напору повітря (Іноземні авіаційні і ракетні двигуни. Довідник ЦИАМ, випуски за 1967-1971 рр.).

У відомому технічному рішенні відбір повітря на турбіну можливий з мінімальними втратами тільки при невеликих числах Маха, переважно менше 3. При цих числах Маха тиск палива на виході з насоса невелике, потужність на турбіні низька, температура стінок камери згоряння невисока і для їх охолодження достатньо використання Широко застосовується повітряного охолодження для камер згоряння газотурбінного двигуна (ГТД).

При збільшенні числа Маха польоту понад 4,5 нагрів стінок камери згоряння зростає настільки, що необхідна спеціальна система для їх охолодження паливом. Крім того, відбір повітря на турбіну при великих числах Маха створює додаткове аеродинамічний опір для ГЛА.

Відомі рухові установки, що містять камеру згоряння з регенеративної системою охолодження стінок камери згоряння паливом, бортову ємність для палива, кулі-балони високого тиску для гелію, яким витісняється паливо з ємності в камеру згоряння, і для азоту, який необхідний для управління роботою пускоотсечних клапанів, регулятор витрати палива для регулювання витрати палива на різних режимах польоту (Збірник доповідей III науково-технічної конференції ВВИА ім. М. Є. Жуковського, 1996 г., стр.35).

Відома установка має надійне охолодження стінок камери згоряння при числі Маха польоту, рівне 6,5. Однак застосування системи витіснення палива з бортовий ємності в камеру згоряння призводить до необхідності використання бортовий ємності високого тиску, наприклад 2,8 МПа. Це, в свою чергу, призводить до неприпустимого збільшення маси системи подачі і до застосування такої рухової установки тільки в експериментальних літальних апаратах з невеликим об'ємом бортовий ємності і, отже, з коротким часом польоту

Найбільш близьким технічним рішенням, прийнятим за прототип, є рухова установка ГЛА Х-43С гіперзвукового ПВРД фірми PW (Експрес-інформація №40, 2002 ЦИАМ, стор.6), яка містить паливний бак для вуглеводневого палива, турбонасосний агрегат, що містить відцентровий насос і турбіну, розташовану на одному валу з відцентровим насосом, двигун, що містить камеру згоряння, пристрої для вприскування і займання палива і теплообмінний пристрій (рекуперативний теплообмінник), на вхід якого надходить вуглеводневе паливо з паливного бака за допомогою турбонасосного агрегату, яке, циркулюючи по двигуну, охолоджує його і саме нагрівається до пароподібного стану. Отримане парообразное паливо надходить на турбіну турбонасосного агрегату, яка працює від перепаду тиску нагрітого пароподібного палива, створюваного насосом.

У двигуні повітря і паливо згорають при дуже високих температурах, що дозволяє нагріти вуглеводневе паливо до пароподібного стану і створити перепад тиску для роботи турбіни. Однак для відомого технічного рішення створюється проблема запуску двигуна, коли двигун ще не запустився і перші порції палива надходять в теплообмінний пристрій при непрацюючому турбонасосний агрегат тільки під невеликим тиском, яке створюється наддувом паливного бака насосом. Тільки після запуску турбіни паливо надходить в камеру згоряння, де під час займання і горіння додатково нагріває стінки камери.

Процес нагріву перших порцій вуглеводневого палива і розкручування турбіни турбонасосного агрегату є некерованим, і тривалість його становить понад 10 секунд. За цей час швидкість гіперзвукового літального апарату може зменшитися настільки, що стінки камери згоряння двигуна матимуть температуру, при якій паливо не випаровується, тому турбіна турбонасосного агрегату, що працює від перепаду тиску парів палива, не зможе привести в дію насос і подати паливо в двигун, тобто запуску двигуна не відбудеться. Крім того, додаткову нестабільність на подачу перших порцій палива будуть створювати коливання ГЛА і відповідно палива в ємності і в трубопроводах в період відділення бустера і бездвігательного планування апарату. Виходячи з цього можна припустити, що існує певна ймовірність катастрофи літального апарату. Імовірність успішного запуску буде збільшуватися тільки при високих числах Маха польоту понад 5,5, коли стінки камери згоряння сильно прогріті. Однак високі температури прогріву можуть створити аварійну ситуацію аж до прогара стінок камери згоряння.

У пропонованому винаході поставлена задача створення рухової установки з гіперзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигуном (ГПВРД), яка дозволяла б підвищити вірогідність безаварійного запуску і безаварійної роботи ГПВРД в широкому діапазоні чисел Маха польоту (від 2 і вище), без значного підвищення маси рухової установки і тиску в паливному баку для вуглеводневого палива.

Технічним результатом є підвищення надійності зниженням ймовірності катастрофи гіперзвукового літального апарату.

Іншим технічним результатом є зниження потужності турбонасосного агрегату за рахунок того, що вуглеводневе паливо може не нагріватися до пароподібного стану для запуску і роботи турбіни турбонасосного агрегату.

Ще одним технічним результатом є підвищення керованості режимів спалювання палива і захисту стінок камери згоряння від аварійного перегріву.

Поставлена задача вирішується тим, що в руховій установці для гіперзвукового літального апарату, що містить гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун, який має щонайменше одну камеру згоряння, забезпечену пристроями для вприскування палива, воспламенителем, і теплообмінних пристроєм для охолодження двигуна вуглеводневим паливом, пов'язаним виходом з пристроєм для упорскування палива, і систему подачі палива в двигун, що включає паливний бак з вуглеводневим паливом і турбонасосний агрегат, що містить відцентровий насос, вхід якого пов'язаний з виходом паливного бака, а вихід зі входом в теплообмінний пристрій, і турбіну, розташовану на одному валу з відцентровим насосом, система подачі палива додатково містить автономний контур для подачі на турбіну під тиском газоподібного речовини, сумісного з вуглеводневим паливом в процесі горіння, вихід якого з'єднаний з входом на турбіну, а на вхід, як газоподібного речовини, сумісного з вуглеводневим паливом, надходить водень.

Доцільно, щоб автономний контур включав куля-балон з воднем високого тиску, який через регулятор витрати водню і подальшу турбіну турбонасосного агрегату, був би пов'язаний паралельно зі входами пристрою для вприскування палива, воспламенителем і теплообмінних пристроєм.

Доцільно, щоб на вхід воспламенителя подавався газоподібний кисень.

Доцільно і, щоб система подачі палива в двигун додатково містила зовнішній замкнутий контур для аварійного захисту стінок камери згоряння від перегріву, вхід якого був би пов'язаний з виходом теплообмінного пристрою, а вихід через послідовно з'єднані клапан аварійного захисту і сопло з'єднаний з тамосферой, і інший зовнішній замкнутий контур для здійснення розподілу палива по поясах подачі на дозвуковом і надзвуковому режимах горіння, вхід якого був би пов'язаний з виходом теплообмінного пристрою, а вихід з пристроями для вприскування палива і воспламенителем через паралельно з'єднані клапана.

Надалі пропоноване винахід пояснюється описом і кресленням, на якому представлена ​​пневмогідросхема рухової установки відповідно до винаходу.

Пропонована рухова установка (ДУ) містить гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун 1, що має щонайменше одну камеру згоряння 2, забезпечену пристроєм 3 для вприскування палива, воспламенителем 4 палива, на вхід якого подають кисень, і теплообмінних пристроєм для охолодження двигуна вуглеводневим паливом. Рухова установка містить і систему подачі палива в двигун, що має паливний бак 5 з вуглеводневим паливом, і турбонасосний агрегат 6, що містить відцентровий насос 7, вхід якого пов'язаний з виходом паливного бака 5, і турбіну 8, розташовану на одному валу 9 з відцентровим насосом 7 . Двигун 1 охолоджується вуглеводневим паливом, що надходять перед спалюванням в теплообмінний пристрій. Теплообмінний пристрій виконується, наприклад, у вигляді "сорочки" з каналами вздовж стінок камери згоряння 2 (на кресленні показано умовно у вигляді стрілок уздовж стінок камери згоряння 2), вхід 10 якого пов'язаний з виходом відцентрового насоса 7. Вхід 10 розташований в протилежному кінці камери згоряння 7 щодо воспламенителя 4.

Пристрій 8 для вприскування палива містить бічні паливні пілони 11 з інжекторами і центральний паливний пілон 12 з інжекторами і пов'язане з виходом теплообмінного пристрою.

Рухова установка відповідно до винаходу має в системі подачі палива додатково автономний контур для подачі на турбіну під тиском газоподібного речовини, сумісного з вуглеводневим паливом в процесі горіння. Як речовина, сумісного з вуглеводневим паливом в процесі горіння, використовують водень, який одночасно стає другим компонентом палива. Автономний контур включає шар-балон 13 з воднем високого тиску, який через регулятор 14 витрати водню і подальшу турбіну 8 турбонасосного агрегату пов'язаний паралельно зі входом пристрою 3 для вприскування палива (безпосередньо з пілонами 11 і 12), входом воспламенителя 4 і входом 10 теплообмінного пристрою для їх охолодження і захисту від коксоотложеній.

Рухова установка має в системі подачі палива і зовнішній замкнутий контур 15, для аварійного захисту стінок камери згоряння 2 від перегріву, вхід якого пов'язаний з виходом 16 теплообмінного пристрою, а вихід через послідовно розташовані клапан 17 аварійного захисту і сопло 18 з'єднаний з атмосферою (поза камерою Відпрацьовані гази), і інший зовнішній замкнутий контур 19 для здійснення розподілу палива по поясах подачі на дозвуковом і надзвуковому режимах горіння, вхід якого пов'язаний з виходом 16 теплообмінного пристрою, а вихід з пристроєм 3 вприскування палива (безпосередньо з пілонами 11 і 12) і воспламенителем 4 через паралельно з'єднані клапани 20 і 21.

РУХОВА ВСТАНОВЛЕННЯ працює наступним чином

При запуску двигуна водень високого тиску з кулі-балона 13 надходить на турбіну 8 турбонасосного агрегату 6. Тиск газоподібного водню приводить в дію турбіну 8, яка запускає насос 7, і вуглеводневе паливо з паливного бака 5 надходить на вхід 10 в теплообмінний пристрій і далі до пристрою 3 вприскування палива. Газоподібний водень з виходу турбіни 8 разом з киснем надходить на вхід воспламенителя 4, де генерується черговий факел полум'я, воспламеняющий вуглеводневе паливо і водень на пілонах 11 і 12, що призводить до запуску двигуна.

Водень для ГПВРД сумісний з вуглеводневим паливом в процесі горіння і додатково стабілізує процес горіння при надзвуковому режимі горіння шляхом взаємодії вихровий зони від пристрою 3 вприскування вуглеводневого палива з черговим факелом полум'я, що виходить з воспламенителя 9. Водень, що надходить в теплообмінник, перешкоджає коксоотложеній в тракті теплообмінника

Вуглеводневе паливо і водень через вхід 10 надходять в теплообмінний пристрій, де, проходячи по ньому, охолоджують стінки камери згоряння 2, нагріваються за рахунок омиває їх газу, збираються в вихідному колекторі на виході 16. При перегрів стінок камери згоряння 7, коли стінки камери згоряння нагріваються настільки, що можлива аварійна ситуація через пошкодження стінок камери згоряння, спрацьовує клапан 17 аварійного захисту і частина палива або все паливо, в залежності від температури стінок камери згоряння 2, скидається по магістралі контуру 15 через сопло 18 в атмосферу, минаючи тракт камери згоряння 2. Горіння припиняється і стінки камери 2 охолоджуються.

Залежно від швидкості і висоти польоту, що впливають на витрату повітря, по замкнутому контуру 19 вуглеводневе паливо з виходу 16 може надходити одним потоком до інжекторам, розташованим на пілонах 11 пристрої 3 для вприскування палива, або двома потоками: одним потоком до інжекторам на центральному пілоні 12 і на бічних стінках 22, іншим - до інжекторам на бічних пілонах 11, і потім згоряти в тракті камери згоряння.

При швидкості польоту при числі Маха 4,5, за сигналом датчика швидкості польоту відкривається клапан 21 і вуглеводневе паливо починає надходити в камеру згоряння одним потоком і згорає в режимі дозвукового горіння

При збільшенні швидкості польоту до числа Маха 5,5 за сигналом від датчика швидкості польоту відкриваються обидва клапана 21 і 22 і вуглеводневе паливо починає надходити в камеру згоряння двома потоками і згорає в режимі надзвукового горіння.

Збільшення маси пропонованої рухової установки, в порівнянні з прототипом через додаткової установки кулі-балона з воднем високого тиску, не відбудеться, тому що додаткова маса кулі-балона компенсується за рахунок зниження маси турбонасосного агрегату 2 і підвідних трубопроводів, що працюють на водні, що володіє високою працездатністю при низькій температурі. Так буде тому, що, як зазначалося вище, в прототипі, турбіна працює на продуктах випаровування і розкладання палива, що мають високу температуру і тиск. Тому для підведення гарячих продуктів розкладання палив з системи охолодження до турбіни і напрямки його в камеру згоряння після турбіни потрібні теплоізольовані колектори і труби, маса яких значно більше, ніж у пропонованій руховій установці. Кроме того, введение водорода в камеру сгорания в предлагаемой двигательной установке интенсифицирует процесс горения топлива и увеличивает тягу двигателя. Это позволяет уменьшить длину камеры сгорания по сравнению с прототипом, что и снижает массу предлагаемой двигательной установки, а за счет увеличения тяги при сжигании водорода уменьшается относительная масса предлагаемой двигательной установки.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

1. Двигательная установка для гиперзвукового летательного аппарата, содержащая гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий, по меньшей мере, одну камеру сгорания, снабженную устройством для впрыска топлива и воспламенителем, на вход которого подают кислород, и теплообменное устройство для охлаждения двигателя углеводородным топливом, связанное выходом с устройством для впрыска топлива, и систему подачи топлива в двигатель, включающую топливный бак с углеводородным топливом и турбонасосный агрегат, содержащий центробежный насос, вход которого связан с выходом топливного бака, а выход со входом в теплообменное устройство, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, отличающаяся тем, что система подачи топлива дополнительно содержит автономный контур для подачи на турбину под давлением газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения, выход которого соединен со входом на турбину, а на вход в качестве газообразного вещества совместимого с углеводородным топливом поступает водород.

2. Двигательная установка по п.1, отличающая тем, что автономный контур включает шар-баллон с водородом высокого давления, который через регулятор расхода водорода и последующую турбину турбонасосного агрегата связан параллельно со входами устройства для впрыска, воспламенителя топлива и теплообменного устройства.

3. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что на вход воспламенителя подают газообразный кислород.

4. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что система подачи топлива в двигатель дополнительно содержит внешний замкнутый контур для аварийной защиты стенок камеры сгорания от перегрева, вход которого связан с выходом теплообменного устройства, а выход через последовательно соединенные клапан аварийной защиты и сопло соединен с атмосферой, и другой внешний замкнутый контур для осуществления распределения топлива по поясам подачи на дозвуковом и сверхзвуковом режимах горения, вход которого связан с выходом теплообменного устройства, а выход с устройствами для впрыска топлива и воспламенителем через параллельно соединенные клапана.

Версія для друку
Дата публікації 22.11.2006гг

НОВІ СТАТТІ ТА ПУБЛІКАЦІЇ
	Технологія виготовлення універсальних муфт для бесварочного, безрезьбовиє, бесфлянцевого з'єднання відрізків труб в трубопроводах високого тиску (мається відео)
	Технологія очищення нафти і нафтопродуктів
	Про можливість переміщення замкнутої механічної системи за рахунок внутрішніх сил
	Світіння рідини в тонких діелектричних каналох
	Взаємозв'язок між квантової і класичної механікою
	Міліметрові хвилі в медицині. Новий погляд. ММВ терапія
	магнітний двигун
	Джерело тепла на базі нососних агрегатів