Враг и «Гремлин»: новую гиперзвуковую ракету испытают в 2023 году
Враг и «Гремлин»: новую гиперзвуковую ракету испытают в 2023 году
Гиперзвуковая авиационная ракета под кодовым обозначением «Гремлин» взлетит через два года: испытания намечены на 2023-й. В некоторых документах изделие называется ГЗУР — гиперзвуковая управляемая ракета. По своим габаритам «Гремлин» будет меньше, чем ранее принятая на вооружение Х-47М2 «Кинжал». Благодаря небольшим размерам ГЗУР можно будет применять не только с борта тяжелых бомбардировщиков и перехватчиков МиГ-31. Ее носителями могут стать дальний сверхзвуковой ракетоносец Ту-22М, а также истребители Су-57, Су-30СМ и Су-35. Фактически российские ВВС получат супероружие. Ведь, как считают эксперты, отразить удар такого комплекса современными средствами ПВО практически невозможно.
«Изделие 70»
На оперативно-мобилизационном сборе 9 февраля этого года глава оборонного ведомства Сергей Шойгу заявил, что именно высокоточные гиперзвуковые комплексы различного базирования будут использоваться для укрепления потенциала неядерного сдерживания России. За день до этого он провел совещание, на котором сообщил про решение Генштаба о дополнительных заказах на такое вооружение.
Согласно графику выполнения работ (есть в распоряжении «Известий»), ГЗУР должна выйти на государственные совместные испытания в 2023 году. По документам опытно-конструкторская работа (ОКР) «Гремлин» стартовала в ноябре 2018-го. Тогда Минобороны подписало контракт на выполнение заказа с корпорацией «Тактическое ракетное вооружение» (КТРВ).
В ближайшее время начнутся испытания двигательной установки комплекса. В феврале АО «Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» (ТМКБ «Союз») разместило извещение (имеется в распоряжении «Известий») о проведении стендовых огневых испытаний в рамках опытно-конструкторской работы «Гремлин» новейшего двигателя для гиперзвуковых ракет, получившего обозначение «изделие 70».
Также в феврале появились сообщения об испытаниях на истребителе пятого поколения Су-57 функциональных массогабаритных макетов неназванной ГЗУР. Размеры ракеты позволяют помещать ее во внутренний отсек российского «истребителя-невидимки». Ранее сообщалось о планах использовать подобные боеприпасы и на дальних бомбардировщиках Ту-22М3, а также самолетах оперативно-тактической авиации.
— Судя по всему, на Су-57 испытывался именно макет «Гремлина», — рассказал «Известиям» военный эксперт Дмитрий Корнев. — О такой разработке на КТРВ известно давно, но почти никаких подробностей о характеристиках и назначении ранее не появлялось. Ее особенность в малых габаритах, что позволяет использовать эти ракеты с обычных истребителей и нестратегических бомбардировщиков.
Развитие технологий позволило оснащать подобными боеприпасами и фронтовую авиацию. Гиперзвуковые ракеты сейчас крайне сложно перехватить и сбить. Оснащенные ими Су-57 с учетом дальности смогут наносить точечные неотразимые удары по важным целям противника — штабам, радиолокаторам, кораблям, пояснил Дмитрий Корнев.
В случае успешных испытаний ничего не мешает применять ГЗУР и на других самолетах. Наверняка боеприпасом оснастят модернизированные бомбардировщики Ту-22М3М, а возможно, и обновленные варианты ракетоносцев Ту-95 и Ту-160, считает эксперт.
Шустрый «Гремлин»
В качестве составной части ОКР «Гремлин» в контрактах упоминается создание и испытания «изделия 70». Под этим обозначением известен прямоточный ракетный двигатель, проектируемый в ТМКБ «Союз» для гиперзвуковых ракет. Такую конструкцию придумали для самых скоростных боеприпасов, которым надо во много раз превзойти скорость звука.
В 2020 году «изделие 70» проходило огневые испытания на стенде Ц-12. Он предназначен для многочасового тестирования двигателей ракет с имитацией полета на больших скоростях и высотах до 25 км и был создан для испытаний советских межконтинентальных крылатых ракет «Буря». Затем его использовали в многочисленных последующих отечественных разработках передового оружия.
Официальные характеристики перспективной ракеты не сообщались. Предположительно, у ГЗУР будет дальность до 1,5 тыс. км и гиперзвуковая скорость в 6 Махов. О таких же характеристиках неназванного разрабатывающегося боеприпаса заявлял в 2013 году экс-главком ВВС генерал-полковник Александр Зелин.
В субконтрактах, заключенных КТРВ по договору на ОКР «Гремлин», упоминается также головка самонаведения (ГСН) «Грань К-02» разработки АО «УПКБ «Деталь». Известно, что вариант этой активно-пассивной ГСН применяется на модернизированных противокорабельных ракетах. Она способна обеспечить ГЗУР возможность поражения не только сухопутных, но и надводных целей.
Пока не раскрывается информация, будет ли ракета иметь вариант с ядерной боевой частью. Современные боеприпасы для дальней и стратегической авиации чаще всего разрабатываются одновременно и с обычной, и со специальной боеголовками. Примером может служить семейство Х-101/Х-102, неядерные варианты которого активно применялись в Сирии.
Ближний гиперзвук
В России сейчас испытываются или уже поступают на вооружение несколько образцов дальнобойных гиперзвуковых ракет наземного, воздушного и морского базирования.
Минобороны объявило об успешных пусках первых в мире гиперзвуковых ракет «Циркон» для оснащения боевых кораблей. Их несколько раз испытали с борта фрегата проекта 22350 «Адмирал Горшков». В перспективе такими боеприпасами оснастят также другие новые и модернизированные корабли и подводные лодки ВМФ России.
В декабре прошлого года на боевое дежурство поставлены еще две межконтинентальные баллистические ракеты с гиперзвуковыми планирующими блоками «Авангард». Ими перевооружены шахтные пусковые установки двух полков 13-й дивизии РВСН в Оренбургской области.
На опытно-боевое дежурство в Южном военном округе еще в конце 2018-го заступила эскадрилья модернизированных перехватчиков МиГ-31К с ракетами «Кинжал». Их дальность достигает 2 тыс. км. Большие габариты этого боеприпаса не позволяют разместить его во внутренних отсеках Су-57 и использовать на обычных самолетах оперативно-тактической авиации.
Свои разработки в области гиперзвуковых вооружений ведут и за рубежом, в том числе в Китае и странах Евросоюза. Для сокращения своего отставания от России инвестиции в данную область резко нарастили и в США. Там дальше всего продвинулась программа создания неядерных ракет воздушного базирования AGM-183A для оснащения стратегических бомбардировщиков B-52.
Что такое прямоточный ракетный двигатель
НОВЫЙ ВСПЛЕСК ИНТЕРЕСА К РАКЕТАМ С ПРЯМОТОЧНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ 1)
Т. Д. Майерс 2) , Г. Йенсен 3)
1) Aerospace America, 1990, No. 7, pp. 28 — 30. Перевод С. Е. Якуша.
© American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1990. Все права сохраняются.
2) Руководитель отдела международного бизнеса фирмы United Technologies.
3) Руководитель проектно-конструкторских работ в Отделе химических систем фирмы United Technologies.
К началу 1990 г. во всем мире на вооружении находилось шесть типов ракет, оснащенных ракетно — прямоточными (включая комбинированные ракетно — прямоточные) двигателями. В их числе — две ракеты первого поколения: британская «Бладхаунд» и ее китайский вариант, получивший название HY-3/C101. Конструкция этих ракет весьма схожа: два двигателя расположены на выносных пилонах в хвостовой части корпуса ракеты, в котором размещены система управления, боеголовка и твердотопливный ракетный двигатель для ускорения ракеты до скоростей, при которых начинает функционировать ПВРД (в ракетах «Бладхаунд» и HY-3 для этих целей использован сбрасываемый РДТТ). Ракеты с ПВРД имеют весьма большой вес и габариты и могут использоваться лишь в качестве ракет класса «земля — воздух». Одна из таких ракет, получившая название «Бомарк», была разработана и принята на вооружение в США; эта ракета была снята с вооружения более 20 лет назад. Британская ракета «Бладхаунд» находится на вооружении вот уже четвертый десяток лет. Интересно, что ракета китайского производства HY-3 по конструкции и характеристикам относится к ракетам первого поколения, хотя создана и принята на вооружение она была уже в 80-х годах.
Две ракеты с ПВРД второго поколения, британская «Си Дарт» и советская SA — 4, были приняты на вооружение в 60-х годах. Характерная конструктивная особенность этих ракет — наличие кольцевого воздухозаборника в носовой части корпуса, а также твердотопливного двигателя, расположенного в хвостовой части ракеты последовательно с маршевым и сбрасываемого после достижения ракетой скорости, необходимой для запуска ПВРД. Ракеты второго поколения обладали меньшей массой и габаритами, чем их предшественники, тем не менее они также были пригодны для использования лишь в качестве ракет класса «земля — воздух». Ракеты «Си Дарт», находящиеся на вооружении британской армии, оказались весьма эффективными в боевых действиях против аргентинских самолетов во время фолклендского кризиса. Эти ракеты продемонстрировали высокую надежность, несмотря на весьма холодные климатические условия в районе Фолклендских островов, а также несмотря на то, что с момента их производства до старта прошло несколько лет. В США в свое время также была принята на вооружение ракета с прямоточным двигателем второго поколения — «Нэви Тэйлос»; как и «Бомарк», эта ракета сейчас уже с вооружения снята.
Наконец, в число шести ракет с ПВРД, использовавшихся в качестве боевых, входят две ракеты третьего поколения. Они снабжены комбинированными ракетно-прямоточными двигателями твердого топлива 4) (РПДТ), у которых твердотопливный ускоритель расположен в камере сгорания ПВРД. Создание такого РПДТ, получившего название IRR (Integral Rocket Ramjet), потребовало разработки системы перекрытия канала воздухозаборника во время работы тракта РДТТ, а также создания сбрасываемого сопла твердотопливного ускорителя, обеспечивающего высокое давление в камере сгорания, разработки специальной системы отключения тракта РДТТ и включения тракта ПВРД. Функционально более сложные, чем их предшественники первого и второго поколений, РПДТ имеют меньшую массу и габариты, поэтому такие двигатели впервые удалось установить на ракетах, запускаемых с воздуха. Первой ракетой с прямоточным двигателем третьего поколения (РПДТ) стала советская SA — 6 с четырьмя кольцевыми воздухозаборниками в хвостовой части. Эта ракета была принята на вооружение в начале 70-х годов. Впервые она была применена в боевых условиях арабскими вооруженными силами во время войны с Израилем в 1973 г. Ракета оказалась столь эффективной для борьбы с летящими на малых высотах израильскими самолетами, что израильское командование было вынуждено прямо в ходе боевых действий менять тактику использования своих военно-воздушных сил.
4) Здесь используется терминология, принятая в книге «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» под ред. С.М. Шляхтенко, М.: Машиностроение, 1987. — Прим. ред.
Франция стала первой в мире страной, создавшей комбинированный ракетно-прямоточный двигатель жидкого топлива (РПДЖ). Ракеты с таким двигателем класса «воздух — земля» ASMP (Аег Sol Moyenne Porte) были приняты на вооружение в начале 80 — х гг. Ракеты ASMP обладает значительно лучшими характеристиками по сравнению с ракетами тех же размеров и массы других стран. Это первая ракета с ПВРД, предназначенная для запуска с самолета для нанесения ударов по наземным целям. В двигатель ракеты ASMP имеет два воздухозаборника прямоугольного сечения, расположенные в хвостовой части корпуса. Дальность такой ракеты на 300 — 400% выше, чем у ракет, оснащенных твердотопливными двигателями тех же габаритов.
Тот факт, что в настоящее время на вооружении различных стран находится всего шесть типов ракет с прямоточными двигателями, вызывает определенное недоумение, поскольку эти ракеты уже наглядно продемонстрировали высокие эксплуатационные характеристики и надежность. В частности, они оказались весьма эффективными во всех случаях их боевого использования. Опыт применения британских ракет «Си Дарт» показал, что ракеты с ПВРД могут храниться в течение нескольких лет в полевых условиях и после этого остаются надежными даже при запуске в плохую погоду.
В настоящее время наблюдается чрезвычайно быстрый рост интереса к ракетам, снабженным прямоточными воздушно-реактивными и комбинированными ракетно-прямоточными двигателями: сразу несколько силовых установок этого типа находятся в стадии разработки. В 70-х гг. в США были весьма успешно реализованы две программы летных испытаний РПДЖ: ALVRJ (Advanced Low Volume Ramjet), проведенная ВМС США, и ASALM (Advanced Strategic Air — Launched Missile), осуществленная ВВС США. Всего в рамках обеих программ проведено 13 успешных летных испытаний. Было показано, что испытывавшиеся двигатели обладают высокими эксплуатационными характеристиками при полете как на уровне моря, так и на больших высотах при числах Маха, больших 5.
Ракета ALVRJ имеет четыре воздухозаборника прямоугольного сечения, расположенных крестообразно в хвостовой части корпуса; камера сгорания выполнена из жаропрочной стали с керамическим теплоизоляционным покрытием, ограничивающим температуру стенок до 2000 К. Ракета ASALM имела подлокаторный воздухозаборник с пространственным торможением потока; кроме того, в этой ракете было применено новое эластомерное теплоизоляционное покрытие рабочих стенок, выполненное из легких кремнийорганических материалов, позволившее реализовать процесс горения в камере сгорания ПВРД при условиях, близких к стехиометрическим. В двигателях обеих ракет тракты воздухозаборников не регулируются, но при этом обеспечивают устойчивую работу двигателя в широком диапазоне изменения высоты полета и числа Маха (потолок ракеты ALVJR, правда, ограничен высотой в 12 км).
В настоящее время в США осуществляются три программы создания новых ракет с РПД.
Разрабатываемая ВМС сверхзвуковая ракета для поражения целей на низких высотах SLAT (Supersonic Low Altitude Target) будет оснащена РПДЖ, аналогичным установленному на ракете ASALM. Ракета SLAM предназначена для полета на высоте уровня моря со скоростями, соответствующими числам Маха вплоть до 2,5; она будет использоваться для испытания противоракетной системы Aegis ВМС США. Вполне возможно, что РПДЖ будет использован и на ракете класса «воздух — воздух» АААМ (Advanced Air — to — Air Missile). Ракета АААМ, имеющая меньшие размеры, чем ее предшественники, будет оснащена подфюзеляжным воздухозаборником новой конструкции, расположенным в хвостовой части корпуса; в двигателе этой ракеты будут использоваться новейшие агрегаты и системы, разработанные Центром морских вооружений (Naval Weapons Center). Возможной альтернативой системе LFIRR может стать двухимпульсный РДТТ, который в настоящее время также находится в стадии разработки. Ракеты АААМ будут использоваться ВМС США для ведения боевых действий на больших высотах, где можно максимально использовать их преимущества, связанные с большой дальностью активного участка траектории.
ВВС США работают сейчас над созданием комбинированного ракетно-прямоточного двигателя с регулируемым трактом VFDR (Variable Flow Ducted Rocket), который по своим характеристикам будет значительно превосходить двигатели с нерегулируемым трактом, особенно в тех случаях, когда требуется надежная работа двигательной установки в широком диапазоне изменения высоты полета и числа Маха. Двигатели VFDR будут оснащены двумя воздухозаборниками прямоугольного сечения, расположенными в хвостовой части корпуса ракеты, а также будут иметь бустерный (ускорительный) двигатель, расположенный непосредственно в камере сгорания основного двигателя, подобно тому, как это осуществлено РПДЖ. Для двигателей типа VFDR требуется разработка весьма сложной системы управления, однако ракеты, оснащенные такими двигателями, будут иметь большой срок хранения и высокие эксплуатационные характеристики. Они смогут составить конкуренцию уже существующим ракетам классов «земля — воздух», «воздух — воздух» и «воздух — земля». В случае успешного завершения трех упомянутых программ создания ПВРД новых типов США станут третьей страной после Франции и Советского Союза, имеющей на вооружении ракеты с высокоэффективными РПД.
Франция и Германия проводят совместные разработки новой ракеты с РПДЖ, предназначенной для поражения морских кораблей. Эта ракета, имеющая кодовое название ANS (Anti-Navaire Supersonique), будет запускаться с воздуха, что возможно благодаря малым размерам и массе РПД. Франция разработала прототип РПДЖ, тогда как в Германии основное внимание уделялось разработке РПДТ с борсодержащими топливами. В качестве базовой двигательной установки ракеты ANS был выбран РПДЖ. Япония также приступила к созданию новой сверхзвуковой ракеты с РПДЖ для нанесения ударов по морским целям.
Чтобы форсировать разработку собственных ПВРД, Япония в будущем может вступить в сотрудничество с США. Громадный интерес к ПВРД проявляют и многие быстро развивающиеся страны третьего мира. Например, Тайвань, КНР и Южная Корея уже располагают возможностями производить отдельные компоненты ПВРД и обладают необходимыми испытательными мощностями.
Соединенные Штаты в течение последних 25 лет уделяли весьма большое внимание созданию ПВРД. Испытания в рамках программ ALVJR и ASALM подтвердили пригодность РПДЖ к использованию в боевых ракетах; теперь можно сказать, что этот класс двигателей получил окончательное признание. В ближайшем будущем намечается провести летные испытания двигательных установок другого типа — VFDR.
ВВС и ВМС США ассигновали проведение научных исследований и конструкторских разработок, направленных на создание РПДТ SFIRR (Solid Fuel Integral Rocket Ramjet). Особенность этого двигателя состоит в том, что зерна твердотопливного заряда не содержат окислителя. Двигатель превосходит по своим характеристикам другие РПД. Однако при использовании обычных твердых топлив его характеристики оказываются несколько хуже, чем у РПДЖ. Менее жесткие требования, предъявляемые к условиям хранения твердотопливных двигателей, их меньшая стоимость и более высокая надежность, являющаяся следствием простоты конструкции, делают РПДТ весьма перспективными для использования в тактических ракетах нового поколения. ВВС США удалось совершить значительный шаг вперед в разработке новых высокоэффективных твердых ракетных топлив на основе соединений бора. Работы в этом направлении будут продолжаться и дальше.
В последнее время весьма большое внимание уделяется проблемам осуществления полетов с гиперзвуковыми скоростями. На разработку новых эндотермических ракетных топлив, которые позволят достигать гиперзвуковых скоростей, отвечающих числам Маха 6-8, нацелены научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Кроме того, изучаются различные способы организации процесса сверхзвукового горения водородных и углеводородных топлив. В стадии разработки находятся комбинированные турбопрямоточный и ракетно-турбинный двигатели. Ведется также создание новых легких жаропрочных и стойких к окислению при высоких температурах материалов, из которых можно было бы изготовлять элементы конструкции прямоточных двигателей гиперзвуковых ракет и самолетов. Со времен первого спутника перед США не стояли еще столь грандиозные научно-исследовательские задачи.
Франция сейчас планирует научные исследования, направленные на создание ракетно-турбинного двигателя, который мог бы обеспечить полет на высотах от уровня моря до околоземной орбиты, где будут достигаться числа Маха порядка 25. Целью этих исследований является создание комбинированного двигателя, включающего тракты турбореактивного, ракетного и прямоточного двигателей. Согласно принятой концепции, для достижения числа Маха, равного 6, будут задействованы воздушно-реактивные тракты, после чего будет включен тракт ЖРД, с помощью которого ракета сможет достичь низкой околоземной орбиты.
В Германии проводятся научные исследования и конструкторские разработки, направленные на создание силовой установки двухступенчатого космоплана Sanger. Для полета в пределах высоты 30 км первая ступень космоплана будет использовать турбопрямоточный двигатель. После достижения числа Маха 7 первая ступень будет отделена и с помощью ЖРД космоплан достигнет околоземной орбиты. В Японии разрабатываются две схемы силовой установки космоплана. Одна из них основана на комбинированном ПВРД с дозвуковым и сверхзвуковым горением водорода, который даст возможность достичь числа Маха 25 и выйти на нижнюю околоземную орбиту, т. е. данный двигатель позволит достичь околоземной орбиты одноступенчатому аппарату. Кроме того, ведутся исследования, направленные на создание двухступенчатого аппарата, первая ступень которого оснащена пароводородным ракетно-турбинным двигателем, а вторая — обычным ЖРД на компонентах водород — кислород. Как известно, в США разрабатывается схема одноступенчатого космоплана с двигателем на водороде.
Таким образом, в 90-х годах полным ходом будет идти разработка новых прямоточных двигательных систем. За это десятилетие будет наработан необходимый инженерный материал, касающийся создания новых комбинированных двигателей, которые могут работать в режиме ПВРД, ТРД или ЖРД/РДТТ на высотах от уровня моря до околоземной орбиты. Создание ПВРД со сверхзвуковым горением позволит достигнуть гиперзвуковых скоростей, соответствующих числам Маха от 6 и выше, при использовании углеводородных топлив, а при использовании в качестве топлива водорода — развить скорости, достаточные для выхода на околоземную орбиту. Для того чтобы элементы конструкции ПВРД могли работать при высоких температурах, возникающих в условиях полета с гиперзвуковыми скоростями, будут разработаны новые керамические композитные материалы. Применение новейших эндотермических топлив позволит создать ракеты и самолеты, полет которых будет проходить при числах Маха 7-8. Одновременно будет разрабатываться и совершенствоваться конструкция камер сгорания, обеспечивающая устойчивую и надежную работу двигателей с применением таких топлив. Короче говоря, в 90-х годах мы станем свидетелями все более широкого использования прямоточных двигательных систем во всем мире.
Ракетно-прямоточные двигатели
Ракетно — прямоточный двигатель ( РПД ) представляет собой двигатель прямоточной схемы , в воздушном контуре которого установлены ракетные двигатели . Газообразные продукты первичного сгорания топлив в камере ракетного двигателя истекают из его сопла в прямоточный воздушный тракт непосредственно за диффузором . Реактивные газы РкД , обладающие высокой температурой и большой кинетической энергией , смешиваются с воздухом в камере эжектора , повышая его полное давление и температуру . В воздушном контуре РПД могут устанавливаться дополнительные коллекторы , через которые жидкое горючее вводится непосредственно в воздух или в смесь газов . Сгорая в свободном кислороде воздуха , это горючее повышает температуру газов перед их истечением из сопла комбинированной установки . Подмешивание атмосферного воздуха к реактивной струе позволяет увеличить импульс последней .
РПД обладает промежуточными характеристиками между РкД и ПВРД , более высокой тягой , чем ПВРД , и более высокой экономичностью , чем ЖРД . Таким образом , он может охватить так называемую » мертвую » зону в характеристиках этих двигателей . В зависимости от требования можно изменять долю ракетного и прямоточного контуров и , таким образом , иметь характеристики РПД , более близкие к РкД или ПВРД . В принципе компоновка РПД позволяет осуществить переход комбинированного двигателя целиком на прямоточный режим работы . Это целесообразно осуществить при скоростях полета , когда тяговые характеристики СПВРД оказываются достаточными для выполнения технической задачи ( обычно это числа М = 2,5-3,0). На большой высоте , когда плотность атмосферного воздуха мала и воздушный контур РПД имеет малую долю тяги , возможно форсировать РПД за счет повышения тяги РкД , установленного в его тракте .
а — РПД с раздельными камерами смешения и догорания ( РПДэ ); б — РПД с единой камерой смешения — сгорания ; в — РПД на твердом топливе ; г — РПД с кольцевой камерой эжектора .
МАТИ Ракетные двигатели Пухов Андрей на Алекс ндрович химическом кафедра “ Автоматизированного проектирования ЛА ”
топливе (жидкое или твердое)
На картинке изображена принципиальная схема ракетного двигателя с изображением эпюр давлений , действующих на внутреннюю и внешнюю поверхности камеры сгорания и сопла . Принцип работы ракетного двигателя ( РкД ) прост . Топливо вместе с окислителем ( который находится на борту летательного аппарата ) попадает в камеру сгорания и воспламеняется .
Таким образом в камере сгорания создается избыточное давление , которое совершает работу относительно задней стенки камеры сгорания . Далше газ из камеры сгорания вырывается через сопловой аппарат наружу , совершая тем самым работу относительно стенок сопла ( на картинке эта работа указана в виде сил , действующих на стенки сопла от критического сечения кр — кр до сечения c-c).
В результате тяга двигателя состоит из тяги камеры и тяги сопла . Установлено , что при отсутствии внешнего давления P н ( полет в пустоте ) тяга двигателя будет выше , чем тяга , полученная тем же РкД при полете в земных условиях .
На РкД целесообразно применять топливо , продукты сгорания которого имеют не только высокую температуру сгорания , но и низкий молекулярный вес . Именно эти обстоятельства и определяют популярность водорода , как одного из компонентов топлив жидкостного РкД .
Пухов Андрей Александрович
кафедра “ Автоматизированного проектирования ЛА ”
Интеграция двигателя и ЛА
С огласование характеристик СУ с двигателем и ЛА является одной из важнейших задач оптимального проектирования двигателя на основе системного подхода , когда проектируемая система рассматривается как подсистема сложного комплекса более высокого уровня . Для двигателя таким комплексом является СУ , состоящая из входного устройства , двигателя , сопла , мотогондолы и системы автоматизированного управления ( САУ ), а для СУ — ЛА . Общ ую задач у согласования характеристик элементов СУ и ЛА можно объединить в два крупных блока , отнеся к одному из них проблемы , связанные с выбором схемы и основных проектных параметров ЛА с его СУ , к другому — проблемы интеграции управления . Интегрированное управление силовой установкой самолета является одним из аспектов системного подхода к проблеме проектирования силовой установки , заключающегося в рассмотрении ее в качестве подсистемы системы более высокого уровня — самолета .
Цель интегрированного управления состоит в более глубоком использовании СУ на самолете и лучшей адаптации характеристик к задачам , решаемым в полете . Задачи управления состоят в согласовании элементов СУ , улучшении приемистости двигателя , использовании поворота вектора тяги сопла для повышения маневренности ЛА , адаптации управления элементов СУ в соответствии с изменениями условий эксплуатации ( например , возмущений воздуха на входе в двигатель ).
Для решения задач разработаны различные математические модели движения самолета ( как материальной точки и материального тела — с учетом не только сил , но и моментов сил ), динамическая модель силовой установки на установившихся и переходных режимах , модель системы регулирования СУ , а также методы оптимизации . Одним из аспектов интеграции силовой установки и ЛА является аэрогазодинамическая интеграция ; под этим определением понимается такое конструктивное объединение элементов СУ и планера , при котором их функции частично совмещаются , что обеспечивает снижение массы и улучшение характеристик летательного аппарата в целом . Совместное рассмотрение СУ и элементов планера оказывает влияние на выбор параметров рабочего процесса и схемы двигателя .
Пухов Андрей Александрович
кафедра “ Автоматизированного проектирования ЛА ”
МАТИ Определение облика силовых установок
Многорежимные маневренные самолеты
Выполненные в ЦИАМ работы позволили определить область согласованных проектных параметров самолета и двигателя , обеспечивающих в наибольшей степени выполнение противоречивых многочисленных требований к летно — техническим характеристикам различных многорежимных самолетов , проектировавшихся в ОКБ .
Пример формирования указанной области показан на рисунке , где приведены два среза многомерного пространства , охватывающего множество исследуемых факторов . На графике последовательно в поле двух проектных параметров при фиксированных других нанесены линии равного уровня для двух целевых функций , которыми в данном случае являются радиусы боевого действия при полете по профилю со сверхзвуковым участком и чисто дозвуковому профилю . Там же нанесены изолинии основных наиболее сильных ограничений , заданных в ТТТ к самолету : максимального числа М полета , перегрузки установившегося виража , длины взлетно — посадочной полосы , времени разгона в заданном интервале скоростей . На графиках не показан ряд других , менее сильных ограничений . Здесь также показана возможность расширения зоны допустимых параметров за счет оптимального регулирования проходных сечений двигателя . В данном примере такое регулирование позволяет увеличить значение целевых функций на примерно 5%.
Дозвуковые пассажирские и транспортные самолеты
Характерной чертой современного уровня развития авиационных двигателей , в том числе и двигателей пассажирской и транспортной авиации , является все возрастающая сложность объектов , требующая значительного роста объема информации , перерабатываемой в процессе проектирования . Одновременно ужесточаются требования к технико — экономическим показателям , особенно к уровню экологической » цивилизованности » ( это — акустическое совершенство , низкий уровень эмиссии вредных веществ и их воздействия на верхние слои атмосферы ), а также к выбору рациональных ресурсных характеристик , показателей безопасности и эксплуатационной технологичности .
К настоящему времени важным достижением института является создание комплекса алгоритмов , математических моделей и программ для исследования облика перспективной СУ гражданского самолета . Комплекс программ отражает все основные взаимосвязи силовой установки и ЛА . Он позволяет решать на современном математическом и техническом уровне следующие задачи :
· выбор концепции ТРДД различных схем , в том числе двигателей сверхбольшой степени двухконтурности и винтовентиляторных
· оптимизацию проектных параметров двигателя по технико — экономическим критериям , включая показатели эффективности , предусмотренные нормативными документами западных авиакомпаний
· исследование проблемы авиационного шума силовых установок на этапах взлета и посадки и выбор управления траекторией полета и режимом работы двигателей ( при включении в программу стандартных модулей расчета шума )
В соответствии с используемым методом системного анализа предусматривается применение различных критериев оптимальности : дальности полета , топливной экономичности , себестоимости перевозок , стоимости жизненного цикла .
Модульная структура комплекса программ дает возможность подключать любые другие критериальные показатели согласно требованиям задачи . Отыскание оптимального решения в широкой области проектных параметров при наличии ограничений осуществляется методами нелинейного динамического программирования . Решение этой задачи упрощается путем замены исходной полной математической модели регрессионным уравнением , получение которого обеспечивается специально разработанной программой . В качестве входных данных используется матрица рассчитанных по заданному плану эксперимента вариантов самолета и двигателя . Результатом работы являются два числовых массива : в первом содержатся коэффициенты регрессионного уравнения для заданного количества функций , во втором — для всех сочетаний факторов , предусмотренных планом эксперимента , производится сопоставление функций , вычисленных по регрессионному уравнению , с величинами , заложенными в расчет в качестве исходных .
Чрезвычайно важен правильный выбор критерия оптимальности , который должен обеспечить комплексность оценки и численно характеризовать наиболее важные свойства проектируемого объекта . В настоящее время в гражданской авиации в большинстве случаев затруднительно однозначно расположить критерии оптимальности по степени их важности , но можно определить оптимальные проектные решения по каждому из критериев и область возможных компромиссных решений при включении некоторых критериев в систему ограничений . На предыдущем рисунке был проиллюстрирован подобный подход для двигателей многорежимных маневренных самолетов . Для двигателей гражданских самолетов на рисунке в качестве примера показана зависимость целевой функции — топливной эффективности в поле двух пар проектных параметров .
Там же в виде линий равного уровня изображены также зависимости ограничений от проектных параметров . В качестве ограничений приняты следующие четыре параметра : дальность полета , длина взлетно — посадочной полосы , время выхода на крейсерский режим полета и диаметр вентилятора . Совмещение на одном графике изолиний для целевой функции и ограничений позволяет определить область возможных решений и оптимальные значения соответствующих параметров .
Как уже упоминалось , в математическую модель включены и модули расчета технико — экономических характеристик . Развитие в направлении учета проблем ресурсного проектирования позволило на основе компромисса , учитывающего ряд противоречивых требований , выбирать рациональные ресурсные характеристики , закладываемые в расчет основных конструктивных элементов двигателя . Интересный результат представлен на рисунке ниже . Для парка СМС ( среднемагистральных самолетов ) с фактическим распределением объема перевозок по дальности полета показан характер изменения потребного объема выпуска и числа ремонтов двигателя в зависимости от ресурса его горячей части . Заштрихованный диапазон определяет область , обеспечивающую минимум прямых эксплуатационных расходов . Видно , что наименьшие суммарные затраты обеспечиваются при ресурсе , существенно меньше максимального
Области рациональных параметров согласования самолета и двигателя : ( левый рисунок ) G/S и m; ( правый рисунок ) R/G и m
1 — исходное регулирование двигателя ; 2 — оптимальное регулирование ;
––– дозвуковой профиль полета ; — — — сверхзвуковой профиль полета .
Области возможного решения с учетом ограничений
Изменение эксплуатационных расходов в зависимости от назначенного ресурса горячей части двигателя:
––– фиксированное значение Тг в условиях взлета;
— — — уменьшение Тг в благоприятных условиях
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе и способ функционирования двигателя
Владельцы патента RU 2744667:
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе содержит воздухозаборник, корпус с зарядом твердого топлива, камеру сгорания и камеру дожигания, образующие проточный тракт, и сверхзвуковое сопло. Воздухозаборное устройство непосредственно сопряжено с зарядом, установленным с гарантированным зазором в корпусе. Заряд выполнен секционным и опирается на верхнюю границу проточного тракта, а каждая секция выполнена бронированной по торцевым и наружным поверхностям, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта. Ближайшая к воздухозаборному устройству секция сообщена с ним и с камерой сгорания и опирается на эрозионно стойкие ребра жесткости. Длины каждой секции равны длине камеры сгорания. Камера сгорания сопряжена с камерой дожигания и соплом. Обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки секций заряда выполнены в виде г-образных манжет, а между верхней границей проточного тракта и секциями заряда установлены компенсационные клинья. Способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе заключается в том, что воздух из воздухозаборного устройства подают через гарантированный зазор между корпусом и зарядом в свободный объем корпуса у заднего дна, а также непосредственно на поверхность заряда в корпусе со стороны камеры сгорания и разлагают поверхностный слой топлива. Смесь продуктов разложения и воздуха подают в камеру дожигания, а затем направляют в сопло и создают реактивную тягу. Такое исполнение двигателя исключает наличие отдельного корпуса газогенератора, входного и выходного патрубков, а также топливных пилонов с форсунками в системе подачи горючего в камеру сгорания и повышает энерго-баллистическую эффективность ПВРДТТ. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано при проектировании прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются перспективным направлением развития движителей летательных аппаратов в связи с увеличением их энерго-баллистической эффективности за счет возможности уменьшения количества окислителя в топливе и замены его забортным воздухом.
Известные ПВРД используют в качестве горючего, в основном, жидкие или псевдожидкие компоненты. Так, в устройстве по патенту РФ №2516735 водород, инкапсулированный в углеродные нанотрубки, подается в камеру сгорания через перфорированные стенки и форсунки. Недостатком изобретения является высокая трудоемкость изготовления, как перфорированных стенок, так и углеродных нанотрубок с водородом.
Известно устройство по патенту РФ №2573425, в котором первичным горючим является водород, продукты сгорания которого в виде паров воды являются окислителем для вторичного продукта — неоксидированных наночастиц алюминия размером не более 25 нанометров. Для защиты наночастиц алюминия от окисления предлагается горючее антиоксидантное покрытие, например, карбид алюминия. Недостатком этого изобретения являются высокие трудоемкости и дороговизна изготовления неоксидированных наночастиц алюминия. Кроме того, как и для всех ПВРД на жидком горючем, недостатком является увеличение габаритных размеров двигателя из-за меньшей его плотности по сравнению с твердым горючим.
Известны прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом топливе. Наиболее близким к предлагаемому изобретению по устройству и способу функционирования является ПВРД на твердом горючем и способ функционирования по патенту РФ №2565131. Данные устройство и способ приняты авторами за прототип.
В данном изобретении ПВРД на твердом топливе содержит воздухозаборное устройство, газогенератор, выполненный в отдельном корпусе с зарядом твердого горючего, камеру дожигания, снабженную на ее входе пилонами и форсунками для подачи в нее посредством газоходов продуктов разложения горючего из газогенератора, и сопло. Функционирование двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборном устройстве, газификацию твердого горючего в газогенераторе, разложение продуктов газификации в охлаждающем тракте, смешение воздуха и продуктов разложения, воспламенение и сжигание смеси в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле.
Недостатком данного изобретения является низкое весовое совершенство двигателя за счет наличия отдельного корпуса газогенератора, входного и выходного газоходов, а также топливных пилонов с форсунками в системе подачи горючего в камеру сгорания.
Задачей изобретения является увеличение энерго-баллистической эффективности ПВРДТТ.
Поставленная задача решается тем, что в известном прямоточном воздушно-реактивном двигателе на твердом топливе, содержащем воздухозаборное устройство, корпус с зарядом твердого топлива, камеру сгорания и камеру дожигания, образующие проточный тракт, и сверхзвуковое сопло, дополнительно заряд выполнен секционным и установлен с гарантированным зазором в корпусе, опирается на верхнюю границу проточного тракта, а каждая секция выполнена бронированной по торцевым и боковым поверхностям, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта. Ближайшая к воздухозаборному устройству секция сообщена с ним и с камерой сгорания и опирается на эрозионно стойкие ребра жесткости. Длина каждой секции равна длине камеры сгорания. Обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки секций заряда выполнены в виде г-образных манжет. Между верхней границей камеры дожигания и секциями заряда установлены компенсационные клинья.
При такой конструкции ПВРДТТ воздух из воздухозаборного устройства поступает в свободный объем у заднего дна через гарантированный зазор между корпусом и зарядом, а ближайшая к воздухозаборному устройству секция заряда прижимается к эрозионно стойким опорным ребрам жесткости за счет перепада давления воздуха с наружной части заряда и продуктов сгорания заряда со стороны камеры сгорания. Это обеспечивает непосредственный контакт воздуха из воздухозаборного устройства с поверхностью обдува заряда.
Способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе заключается в том, что на вход камеры сгорания подают воздух из воздухозаборного устройства и продукты разложения твердого топлива, в камере сгорания формируют смесь воздуха и продуктов разложения топлива, смесь подают в камеру дожигания, а затем направляют в сопло и создают реактивную тягу. Дополнительно согласно изобретению воздух из воздухозаборного устройства направляют непосредственно на поверхность заряда в корпусе со стороны камеры сгорания, воздействуют им на твердое топливо, разлагают его поверхностный слой, продукты разложения смешивают с воздухом и подают в камеру дожигания, а затем в сопло, и создают реактивную тягу, при этом после сгорания очередной секции заряда оставшиеся секции сдвигают в сторону камеры сгорания перепадом давления между свободным объемом корпуса у заднего дна и в камере сгорания, для чего воздух из воздухозаборного устройства подают через гарантированный зазор между корпусом и зарядом в свободный объем корпуса у заднего дна.
При таком способе функционирования двигателя поток воздуха из воздухозаборного устройства со сверхзвуковой скоростью обтекает открытую поверхность заряда со стороны камеры сгорания и разлагает поверхностный слой, перемешивается с продуктами разложения и поступает вместе с ними в камеру дожигания.
Настоящее изобретение поясняется фиг. 1, 2, 3:
фиг. 1 — продольный разрез изделия;
фиг. 2 — поперечный разрез камеры дожигания изделия;
фиг. 3 — поперечный разрез камеры сгорания изделия.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе содержит воздухозаборное устройство 1, корпус 2 с секционным зарядом 3, установленным в нем с гарантированным зазором 4, обеспечиваемым выполненными на внутренней стороне корпуса подпружиненными наплывами 5. Секции заряда 3 выполнены одинаковой длины, равной длине камеры сгорания 6, и покрыты бронировками 7 по торцевым и боковым поверхностям, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта.
Проточный тракт двигателя включает в себя горловину воздухозаборного устройства 8, камеру сгорания 6, камеру дожигания 9, сопло 10. Он сформирован нижней границей 11, боковыми стенками 12 и верхней границей 13 из жаропрочного эрозионно стойкого материала. В камере сгорания 6 верхней границей проточного тракта является поверхность горения заряда 3, опирающегося на эрозионно стойкие ребра жесткости 14. Обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки 7 секций заряда 3 выполнены в виде г-образных манжет 15, а между верхней границей проточного тракта 13 и секциями заряда 3 установлены компенсационные клинья 16.
Способ функционирования ПВРДТТ осуществляется следующим образом. Воздух из воздухозаборного устройства по отведенному каналу 17 поступает в застойную зону зазора 4 между корпусом 2 и зарядом 3, далее в свободный объем корпуса у заднего дна 18 и создает давление равное давлению торможения на входе в канал 17. Основной поток из воздухозаборного устройства 1 через горловину 8 поступает в камеру сгорания 6 и со сверхзвуковой скоростью обдувает поверхность ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3. При этом продукты разложения в смеси с воздухом поступают в камеру дожигания 9 и благодаря большой ее длине догорают к моменту входа в сопло 10. Поскольку статическое давление в камере сгорания 6 ниже давления торможения в зазоре 4 секция заряда 3 прижимается к эрозионно стойким опорным ребрам жесткости 14 до момента выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3. Остатки бронировки 7 выпадают в камеру сгорания 6 и сгорают в высокоскоростном потоке. При этом давление в объеме, освободившемся после выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству секции заряда 3, кратковременно падает до статического в камере сгорания 6 и под действием давления торможения в свободном объеме 18 оставшиеся секции заряда 3 смещаются в сторону воздухозаборного устройства 1 по компенсационным клиньям. Следующая секция заряда 3 упирается в опорную стенку 19 и опирается на эрозионно стойкие опорные ребра жесткости 14, поток воздуха из воздухозаборного устройства 1 через горловину 8 со сверхзвуковой скоростью обдувает очередную секцию заряда 3. Наличие г-образной манжеты 15 на ближайшей к воздухозаборному устройству 1 бронировке 7 секции заряда 3 обеспечивает изоляцию открытой небронированной поверхности заряда от обдува ее воздухом.
Проведенные газодинамические расчеты подтвердили для выбранных величин площадей проходного сечения канала 17 и зазора 4, а также свободного объема у заднего дна 18, что время подъема давления в объеме, освободившемся после выгорания ближайшей к воздухозаборному устройству 1 секции заряда 3 меньше времени перемещения оставшихся секций в сторону воздухозаборного устройства.
Такое исполнение двигателя исключает наличие отдельного корпуса газогенератора, входного и выходного патрубков, а также топливных пилонов с форсунками в системе подачи горючего в камеру сгорания и повышает энерго-баллистическую эффективность двигателя.
1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе, содержащий воздухозаборное устройство, корпус с зарядом твердого топлива, камеру сгорания и камеру дожигания, образующие проточный тракт, и сверхзвуковое сопло, отличающийся тем, что заряд выполнен секционным, установлен с гарантированным зазором в корпусе и опирается на верхнюю границу проточного тракта, каждая секция бронирована по торцам и боковой поверхности, кроме участка, примыкающего к верхней границе проточного тракта, ближайшая к воздухозаборному устройству секция заряда сообщена с ним и камерой сгорания и опирается на эрозионно стойкие ребра жесткости, длина каждой секции равна длине камеры сгорания, обращенные к воздухозаборному устройству торцевые бронировки секций заряда выполнены в виде г-образных манжет, между верхней границей камеры дожигания и секциями заряда установлены компенсационные клинья.
2. Способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе, заключающийся в том, что на вход в камеру сгорания подают воздух из воздухозаборного устройства и продукты разложения твердого топлива, в камере сгорания формируют смесь воздуха и продуктов разложения топлива, отличающийся тем, что воздух из воздухозаборного устройства направляют непосредственно на поверхность заряда в корпусе со стороны камеры сгорания, воздействуют им на твердое топливо, разлагают его поверхностный слой, продукты разложения смешивают с воздухом и подают в камеру дожигания, а затем в сопло, и создают реактивную тягу, при этом после сгорания очередной секции заряда оставшиеся секции сдвигают в сторону камеры сгорания перепадом давления между свободным объемом корпуса у заднего дна и в камере сгорания, для чего воздух из воздухозаборного устройства подают через гарантированный зазор между корпусом и зарядом в свободный объем корпуса у заднего дна.
Что такое прямоточный ракетный двигатель
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД).
Известен комбинированный ПВРД по патенту РФ №2015390 (опубл. 30.06.1994 г.), содержащий корпус, маршевый двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и выходную камеру сгорания, в которой размещен разгонный двигатель.
Недостатками известной конструкции являются длина камеры сгорания, сопоставимая с длиной разгонного двигателя, которая недостаточна для обеспечения полноты реализации энергетического ресурса топлива маршевого двигателя, а также нерациональное использование объема выходной камеры сгорания вокруг разгонного двигателя, который частично заполнен теплозащитными экранами, что увеличивает пассивный вес конструкции.
Известен артиллерийский снаряд по патенту РФ №2522699 (опубл. 20.07.2014 г.), содержащий соосно установленные обечайки, внутреннюю и наружную, которая выполнена с возможностью перемещения назад по полету.
Путем выдвижения наружной обечайки в полете формируют ракетно-прямоточный двигатель с топливным зарядом газогенератора, с камерой дожигания, воздухозаборным устройством и соплом. После выгорания топливного заряда газогенератора осуществляют вторую трансформацию снаряда путем возвращения наружной обечайки корпуса в исходное положение и закрытия при этом воздухозаборного устройства.
Рассматриваемая конструкция не применима для комбинированного ПВРД, так как не обеспечивает герметичность сформированной после первой трансформации снаряда камеры дожигания, а также не позволяет обеспечить задержку выдвижения наружной обечайки, необходимую для таких двигателей. Отсутствие фиксации наружной обечайки в выдвинутом положении применительно к ПВРД приведет к его нестабильной работе, так как длина камеры сгорания будет зависеть от соотношения рабочего давления в ней и лобового сопротивления ПВРД.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению является ПВРД (Сорокин В.А., Яновский Л.С., Козлов В.А. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах — М.: Физматлит, 2010. — С. 50), содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель.
Недостатками прототипа являются короткая камера дожигания, соответствующая длине разгонного двигателя, не обеспечивающая полноту сгорания топлива маршевого двигателя, причем простое увеличение длины камеры сгорания может быть непозволительно при габаритных ограничениях на конструкцию в целом; нерациональное использование внутреннего объема камеры сгорания, образующегося из-за необходимости выполнения диаметра корпуса разгонного двигателя меньшим диаметра критического сечения сопла ПВРД, и который частично заполнен центрирующим разгонный двигатель элементом, выполненным из деревянных реек. Указанные недостатки приводят к недостаточно высокой итоговой энергетической эффективности ПВРД. Кроме того, свободный внутренний объем камеры сгорания свидетельствует о недостаточном коэффициенте заполнения топливом ПВРД и высоком пассивном весе конструкции.
Задачей предлагаемого технического решения является создание комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обладающего повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования ПВРД.
Кроме того, предлагаемая компоновка конструктивных элементов позволяет снизить пассивный вес и увеличить коэффициент заполнения ПВРД топливом.
Поставленная задача решается заявляемым комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, содержащим маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Особенность заключается в том, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.
Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый ПВРД отличается от прототипа возможностью увеличения и фиксации в полете геометрических параметров камеры сгорания (в прототипе — постоянный объем камеры сгорания); наличием уплотнения зоны фиксации; наличием на корпусе разгонного двигателя выступов; иным материалом центрирующего элемента — твердое ракетное топливо (в прототипе — деревянные рейки); приданием центрирующему элементу свойств дополнительного заряда твердого ракетного топлива.
Использование центрирующего элемента, выполненного из твердого ракетного топлива, стало целесообразным в удлиненной камере сгорания. В короткой камере сгорания, длина которой соизмерима с длиной разгонного двигателя, твердотопливное центрирующее устройство не успело бы сгореть ввиду малого времени пребывания продуктов сгорания в камере.
В уровне техники отсутствует ПВРД, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.
Конструкция предлагаемого комбинированного ПВРД иллюстрируется графическими изображениями.
На фиг. 1 представлен продольный разрез ПВРД в собранном виде.
На фиг. 2 представлен узел А на фиг. 1.
На фиг. 3 представлен продольный разрез ПВРД с выдвинутой коаксиальной наружной оболочкой после вылета разгонного двигателя.
На фиг. 4 представлен узел Б на фиг. 3.
Комбинированный ПВРД содержит маршевый двигатель 1, скрепленный с ним разгонный двигатель 2, воздухозаборное устройство 3, оснащенное заглушками 4, сопло 5, камеру сгорания 6. В корпусе 7 камеры сгорания 6 размещен центрирующий разгонный двигатель 2 элемент 8. Корпус 7 камеры сгорания 6 оснащен наружной коаксиальной оболочкой 9. Разгонный двигатель 2 со стороны переднего днища 10 оснащен выступами 11, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом 5. Для прохода выступов 11 в центрирующем элементе 8 выполнены каналы (условно не показаны), если центрирующий элемент 8 представляет собой цилиндр, или каналы созданы путем разнесения между собой сегментов с цилиндрической образующей, из которых собран центрирующий элемент 8. Для фиксации в выдвинутом положении оболочки 9 в канавке 12, расположенной в концевой наружной части корпуса 7 со стороны сопла 5, размещено пружинное средство 13 (например, пружинное кольцо или отдельные подпружиненные шарики), взаимодействующее с ответной ему канавкой 14, выполненной с внутренней стороны оболочки 9 в концевой ее части со стороны, противоположной соплу 5, или любым другим способом, известным специалисту в данной области техники. Корпус 7 в концевой наружной части со стороны сопла 5 перед пружинным средством 13 снабжен уплотнением 15 (например, в виде кольца из резины 51-1615 по ТУ 1051177-82).
Заявляемая конструкция работает следующим образом.
До начала работы ПВРД и во время работы разгонного двигателя 2 корпус 7 камеры сгорания 6 и коаксиальная наружная оболочка 9 соединены между собой разрушаемым средством скрепления (например, срезными штифтами или клеевым соединением), которое условно не показано. Уровень прочности этого крепления заранее задан достаточным для сохранения своей целостности при перегрузках и аэродинамическом напоре, возникающих в процессе работы разгонного двигателя 2. После окончания работы разгонного двигателя 2 вскрываются заглушки 4 воздухозаборного устройства 3. Под действием давления набегающего потока воздуха неработающий разгонный двигатель 2 начнет перемещаться в сторону сопла 5 (при этом выступы 11 будут двигаться по каналам в центрирующем элементе 8), в крайнем положении выступами 11 зацепится за сопло 5 и потянет за собой коаксиальную наружную оболочку 9, разрушая средство крепления между собой корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной оболочки 9, уровень прочности которого должен быть меньше, чем воспринимаемая им при движении разгонного двигателя 2 нагрузка. В крайнем положении оболочки 9 выступы 11 согнутся или сломаются (нарушат свою форму) и разгонный двигатель 2 вылетит из камеры сгорания 6. Начнет работать маршевый двигатель 1, продукты сгорания которого будут дожигаться в созданной удлиненной камере сгорания 6. В этом же потоке воздуха сгорит и центрирующий элемент 8, давая дополнительный импульс тяги. Наружная коаксиальная оболочка 9 с помощью вступивших во взаимодействие пружинного средства 13 и канавки 14 останется в крайнем выдвинутом положении, а уплотнение 15 предотвратит истечение продуктов сгорания через область стыка корпуса 7 камеры сгорания 6 и наружной коаксиальной оболочки 9.
Необходимые габаритные характеристики и используемый материал конструктивных элементов определяют при проектировании конкретного комбинированного ПВРД.
Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемой конструкции позволяет увеличить длину камеры сгорания, и соответственно время на дожигание продуктов сгорания в два и более раза. Такое увеличение длительности перемешивания продуктов сгорания маршевого двигателя с воздухом позволит увеличить полноту сгорания топлива на 25-30%. Создание таких конструкций актуально и перспективно, поскольку ориентировано на повышение эффективности ПВРД.
Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.
