ИЗОБРЕТЕНИЕ
Патент Российской Федерации RU2287076
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ИЗОБРЕТЕНИЕ. ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. Патент Российской Федерации RU2287076. THE INVENTION. MOTOR INSTALLATION FOR FLYING MACHINE. Patent of Russian Federation RU2287076

Имя заявителя: Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)
Имя изобретателя: Семенов Вячеслав Львович (RU); Галанкин Евгений Максимович (RU); Серебряков Дамир Ильдарович (RU) 
Имя патентообладателя: Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)
Адрес для переписки: 111116, Москва, ул. Авиамоторная, 2, ФГУП "ЦИАМ им. П.И. Баранова", отдел Интеллектуальной собственности
Дата начала действия патента: 2005.02.24

Двигательная установка для гиперзвукового летательного аппарата содержит гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий, по меньшей мере, одну камеру сгорания, снабженную устройством для впрыска топлива и воспламенителем. На вход воспламенителя подают кислород. Двигательная установка содержит также теплообменное устройство для охлаждения двигателя углеводородным топливом, связанное выходом с устройством для впрыска топлива. Система подачи топлива в двигатель содержит топливный бак с углеводородным топливом и турбонасосный агрегат, имеющий центробежный насос, вход которого связан с выходом топливного бака, а выход со входом в теплообменное устройство. На одном валу с центробежным насосом расположена турбина. 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. Техническим результатом является повышение надежности гиперзвукового летательного аппарата.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение относится к области космической и специальной техники, а точнее к силовым установкам для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и многоразовых космических транспортных систем (МКТС) с комбинированными и силовыми установками.

Известны двигательные установки крылатых ракет, содержащие прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) типа "Вега", "Бладхаунд", "Робот", имеющие камеру сгорания, у которых подача топлива в камеру сгорания производится турбонасосным агрегатом (ТНА), включающим центробежный насос и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, и работающую от скоростного напора воздуха (Иностранные авиационные и ракетные двигатели. Справочник ЦИАМ, выпуски за 1967-1971 гг.).

В известном техническом решении отбор воздуха на турбину возможен с минимальными потерями только при небольших числах Маха, преимущественно меньше 3. При этих числах Маха давление топлива на выходе из насоса небольшое, мощность на турбине низкая, температура стенок камеры сгорания невысокая и для их охлаждения достаточно использования широкоприменяемого воздушного охлаждения для камер сгорания газотурбинного двигателя (ГТД).

При увеличении числа Маха полета более 4,5 нагрев стенок камеры сгорания возрастает настолько, что необходима специальная система для их охлаждения топливом. Кроме того, отбор воздуха на турбину при больших числах Маха создает дополнительное аэродинамическое сопротивление для ГЛА.

Известны двигательные установки, содержащие камеру сгорания с регенеративной системой охлаждения стенок камеры сгорания топливом, бортовую емкость для топлива, шары-баллоны высокого давления для гелия, которым вытесняется топливо из емкости в камеру сгорания, и для азота, который необходим для управления работой пускоотсечных клапанов, регулятор расхода топлива для регулирования расхода топлива на различных режимах полета (Сборник докладов III научно-технической конференции ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1996 г., стр.35).

Известная установка имеет надежное охлаждение стенок камеры сгорания при числе Маха полета, равное 6,5. Однако применение системы вытеснения топлива из бортовой емкости в камеру сгорания приводит к необходимости использования бортовой емкости высокого давления, например 2,8 МПа. Это, в свою очередь, приводит к недопустимому увеличению массы системы подачи и к применению такой двигательной установки только в экспериментальных летательных аппаратах с небольшим объемом бортовой емкости и, следовательно, с коротким временем полета

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является двигательная установка ГЛА Х-43С гиперзвукового ПВРД фирмы PW (Экспресс-информация №40, 2002, ЦИАМ, стр.6), которая содержит топливный бак для углеводородного топлива, турбонасосный агрегат, содержащий центробежный насос и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, двигатель, содержащий камеру сгорания, устройства для впрыска и воспламенения топлива и теплообменное устройство (рекуперативный теплообменник), на вход которого поступает углеводородное топливо из топливного бака посредством турбонасосного агрегата, которое, циркулируя по двигателю, охлаждает его и само нагревается до парообразного состояния. Полученное парообразное топливо поступает на турбину турбонасосного агрегата, которая работает от перепада давления нагретого парообразного топлива, создаваемого насосом.

В двигателе воздух и топливо сгорают при очень высоких температурах, что позволяет нагреть углеводородное топливо до парообразного состояния и создать перепад давления для работы турбины. Однако для известного технического решения создается проблема запуска двигателя, когда двигатель еще не запустился и первые порции топлива поступают в теплообменное устройство при неработающем турбонасосном агрегате только под небольшим давлением, которое создается наддувом топливного бака насосом. Только после запуска турбины топливо поступает в камеру сгорания, где при воспламенении и горении дополнительно нагревает стенки камеры.

Процесс нагрева первых порций углеводородного топлива и раскрутки турбины турбонасосного агрегата является неуправляемым, и длительность его составляет более 10 секунд. За это время скорость гиперзвукового летательного аппарата может уменьшиться настолько, что стенки камеры сгорания двигателя будут иметь температуру, при которой топливо не испаряется, поэтому турбина турбонасосного агрегата, работающая от перепада давления паров топлива, не сможет привести в действие насос и подать топливо в двигатель, т.е. запуска двигателя не произойдет. Кроме того, дополнительную нестабильность на подачу первых порций топлива будут создавать колебания ГЛА и соответственно топлива в емкости и в трубопроводах в период отделения бустера и бездвигательного планирования аппарата. Исходя из этого можно предположить, что существует определенная вероятность катастрофы летательного аппарата. Вероятность успешного запуска будет увеличиваться только при высоких числах Маха полета более 5,5, когда стенки камеры сгорания сильно прогреты. Однако высокие температуры прогрева могут создать аварийную ситуацию вплоть до прогара стенок камеры сгорания.

В предлагаемом изобретении поставлена задача создания двигательной установки с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД), которая позволяла бы повысить вероятность безаварийного запуска и безаварийной работы ГПВРД в широком диапазоне чисел Маха полета (от 2 и выше), без значительного повышения массы двигательной установки и давления в топливном баке для углеводородного топлива.

Техническим результатом является повышение надежности снижением вероятности катастрофы гиперзвукового летательного аппарата.

Другим техническим результатом является снижение мощности турбонасосного агрегата за счет того, что углеводородное топливо может не нагреваться до парообразного состояния для запуска и работы турбины турбонасосного агрегата.

Еще одним техническим результатом является повышение управляемости режимов сжигания топлива и защиты стенок камеры сгорания от аварийного перегрева.

Поставленная задача решается тем, что в двигательной установке для гиперзвукового летательного аппарата, содержащей гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий по меньшей мере одну камеру сгорания, снабженную устройствами для впрыска топлива, воспламенителем, и теплообменным устройством для охлаждения двигателя углеводородным топливом, связанным 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, 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.

Целесообразно, чтобы автономный контур включал шар-баллон с водородом высокого давления, который через регулятор расхода водорода и последующую турбину турбонасосного агрегата, был бы связан параллельно со входами устройства для впрыска топлива, воспламенителем и теплообменным устройством.

Целесообразно, чтобы на вход воспламенителя подавался газообразный кислород.

Целесообразно также, чтобы система подачи топлива в двигатель дополнительно содержала внешний замкнутый контур для аварийной защиты стенок камеры сгорания от перегрева, вход которого был бы связан с выходом теплообменного устройства, а выход через последовательно соединенные клапан аварийной защиты и сопло соединен с тамосферой, и другой внешний замкнутый контур для осуществления распределения топлива по поясам подачи на дозвуковом и сверхзвуковом режимах горения, вход которого был бы связан с выходом теплообменного устройства, а выход с устройствами для впрыска топлива и воспламенителем через параллельно соединенные клапана.

В дальнейшем предлагаемое изобретение поясняется описанием и чертежом, на котором представлена пневмогидросхема двигательной установки согласно изобретению.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. Патент Российской Федерации RU2287076. THE INVENTION. MOTOR INSTALLATION FOR FLYING MACHINE. Patent of Russian Federation RU2287076

Предлагаемая двигательная установка (ДУ) содержит гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1, имеющий по меньшей мере одну камеру сгорания 2, снабженную устройством 3 для впрыска топлива, воспламенителем 4 топлива, на вход которого подают кислород, и теплообменным устройством для охлаждения двигателя углеводородным топливом.

Двигательная установка содержит также систему подачи топлива в двигатель, имеющую топливный бак 5 с углеводородным топливом, и турбонасосный агрегат 6, содержащий центробежный насос 7, вход которого связан с выходом топливного бака 5, и турбину 8, расположенную на одном валу 9 с центробежным насосом 7.

Двигатель 1 охлаждается углеводородным топливом, поступающим перед сжиганием в теплообменное устройство. Теплообменное устройство выполняется, например, в виде "рубашки" с каналами вдоль стенок камеры сгорания 2 (на чертеже показано условно в виде стрелок вдоль стенок камеры сгорания 2), вход 10 которого связан с выходом центробежного насоса 7. Вход 10 расположен в противоположном конце камеры сгорания 7 относительно воспламенителя 4.

Устройство 8 для впрыска топлива содержит боковые топливные пилоны 11 с инжекторами и центральный топливный пилон 12 с инжекторами и связано с выходом теплообменного устройства.

Двигательная установка согласно изобретению имеет в системе подачи топлива дополнительно автономный контур для подачи на турбину под давлением газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения. В качестве вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения, используют водород, который одновременно становится вторым компонентом топлива. Автономный контур включает шар-баллон 13 с водородом высокого давления, который через регулятор 14 расхода водорода и последующую турбину 8 турбонасосного агрегата связан параллельно со входом устройства 3 для впрыска топлива (непосредственно с пилонами 11 и 12), входом воспламенителя 4 и входом 10 теплообменного устройства для их охлаждения и защиты от коксоотложения.

Двигательная установка имеет в системе подачи топлива также внешний замкнутый контур 15, для аварийной защиты стенок камеры сгорания 2 от перегрева, вход которого связан с выходом 16 теплообменного устройства, а выход через последовательно расположенные клапан 17 аварийной защиты и сопло 18 соединен с атмосферой (вне камеры сгорания), и другой внешний замкнутый контур 19 для осуществления распределения топлива по поясам подачи на дозвуковом и сверхзвуковом режимах горения, вход которого связан с выходом 16 теплообменного устройства, а выход с устройством 3 впрыска топлива (непосредственно с пилонами 11 и 12) и воспламенителем 4 через параллельно соединенные клапаны 20 и 21.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАБОТАЕТ СЛЕДУЮЩИМ ОБРАЗОМ

При запуске двигателя водород высокого давления из шара-баллона 13 поступает на турбину 8 турбонасосного агрегата 6. Давление газообразного водорода приводит в действие турбину 8, которая запускает насос 7, и углеводородное топливо из топливного бака 5 поступает на вход 10 в теплообменное устройство и далее к устройству 3 впрыска топлива. Газообразный водород с выхода турбины 8 вместе с кислородом поступает на вход воспламенителя 4, где генерируется дежурный факел пламени, воспламеняющий углеводородное топливо и водород на пилонах 11 и 12, что приводит к запуску двигателя.

Водород для ГПВРД совместим с углеводородным топливом в процессе горения и дополнительно стабилизирует процесс горения при сверхзвуковом режиме горения путем взаимодействия вихревой зоны от устройства 3 впрыска углеводородного топлива с дежурным факелом пламени, выходящим из воспламенителя 9. Водород, поступающий в теплообменник, препятствует коксоотложению в тракте теплообменника

Углеводородное топливо и водород через вход 10 поступают в теплообменное устройство, где, проходя по нему, охлаждают стенки камеры сгорания 2, нагреваются за счет омывающего их газа, собираются в выходном коллекторе на выходе 16. При перегреве стенок камеры сгорания 7, когда стенки камеры сгорания нагреваются настолько, что возможна аварийная ситуация из-за повреждения стенок камеры сгорания, срабатывает клапан 17 аварийной защиты и часть топлива или все топливо, в зависимости от температуры стенок камеры сгорания 2, сбрасывается по магистрали контура 15 через сопло 18 в атмосферу, минуя тракт камеры сгорания 2. Горение прекращается и стенки камеры 2 охлаждаются.

В зависимости от скорости и высоты полета, оказывающих влияние на расход воздуха, по замкнутому контуру 19 углеводородное топливо с выхода 16 может поступать одним потоком к инжекторам, расположенным на пилонах 11 устройства 3 для впрыска топлива, или двумя потоками: одним потоком к инжекторам на центральном пилоне 12 и на боковых стенках 22, другим - к инжекторам на боковых пилонах 11, и затем сгорать в тракте камеры сгорания.

При скорости полета при числе Маха 4,5, по сигналу датчика скорости полета открывается клапан 21 и углеводородное топливо начинает поступать в камеру сгорания одним потоком и сгорает в режиме дозвукового горения

При увеличении скорости полета до числа Маха 5,5 по сигналу от датчика скорости полета открываются оба клапана 21 и 22 и углеводородное топливо начинает поступать в камеру сгорания двумя потоками и сгорает в режиме сверхзвукового горения.

Увеличения массы предлагаемой двигательной установки, по сравнению с прототипом из-за дополнительной установки шара-баллона с водородом высокого давления, не произойдет, так как дополнительная масса шара-баллона компенсируется за счет снижения массы турбонасосного агрегата 2 и подводящих трубопроводов, работающих на водороде, обладающем высокой работоспособностью при низкой температуре. Так будет потому, что, как указывалось выше, в прототипе, турбина работает на продуктах испарения и разложения топлива, имеющих высокую температуру и давление. Поэтому для подвода горячих продуктов разложения топлив из системы охлаждения к турбине и направления его в камеру сгорания после турбины требуются теплоизолированные коллекторы и трубы, масса которых значительно больше, чем в предлагаемой двигательной установке. 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 также снижает массу предлагаемой двигательной установки, а за счет увеличения тяги при сжигании водорода уменьшается относительная масса предлагаемой двигательной установки.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

  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.

Версия для печати
Дата публикации 22.11.2006гг


вверх