RU2009118399A

RU2009118399A - Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Info

Publication number: RU2009118399A
Application number: RU2009118399/06A
Authority: RU
Inventors: Мелвин Дж. БУЛМЭН (US); Мелвин Дж. БУЛМЭН
Original assignee: Аэроджет-Дженерал Корпорейшн (Us); Аэроджет-Дженерал Корпорейшн
Priority date: 2006-10-18
Filing date: 2007-10-15
Publication date: 2010-11-27
Also published as: JP4673926B2; EP2074324A4; RU2413087C2; WO2008091307A2; EP2074324B1; US7797943B2; US20080092519A1; WO2008091307A3; JP2010507038A; EP2074324A2

Abstract

1. Модуль 40 для ГПВРД, содержащий: ! стойку 44; и ! пилотную часть 43 стойки, содержащуюся внутри указанной стойки 44, при этом геометрия указанной пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой, в то время как оставшаяся часть основного воздуха 84 указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную часть 43 стойки и остается на сверхзвуковой скорости. ! 2. Модуль 40 по п.1, в котором указанная стойка 44 дополнительно содержит направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76, эффективные для доставки топлива 19 к указанной дозвуковой пилотной части 66 воздуха, а направленные наружу основные топливные форсунки 78 эффективны для доставки топлива к указанной сверхзвуковой части 84 основного воздуха. ! 3. Модуль 40 по п.2, в котором указанная пилотная часть 43 стойки включает в себя последовательно пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор 54 пламени, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82. !4. Модуль 40 по п.3, в котором указанные направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 эффективны для направления топлива 19 к указанному пилотному изолятору 50 и к указанному пилотному стабилизатору 54 пламени. ! 5. Модуль 40 по п.3, в котором указанный пилотный изолятор 50 эффективен для снижения скорости воздушного потока 66 от сверхзвуковой до дозвуковой. ! 6. Плоский ГПВРД, эффективный для приведения в движение транспортного средства, содержащий: ! множество разнесенных стоек 44, разделенных трактами 86; и ! пилотная часть 43 стойки, заключенная �

Claims

1. Модуль 40 для ГПВРД, содержащий:

стойку 44; и

пилотную часть 43 стойки, содержащуюся внутри указанной стойки 44, при этом геометрия указанной пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой, в то время как оставшаяся часть основного воздуха 84 указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную часть 43 стойки и остается на сверхзвуковой скорости.

2. Модуль 40 по п.1, в котором указанная стойка 44 дополнительно содержит направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76, эффективные для доставки топлива 19 к указанной дозвуковой пилотной части 66 воздуха, а направленные наружу основные топливные форсунки 78 эффективны для доставки топлива к указанной сверхзвуковой части 84 основного воздуха.

3. Модуль 40 по п.2, в котором указанная пилотная часть 43 стойки включает в себя последовательно пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор 54 пламени, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82.

4. Модуль 40 по п.3, в котором указанные направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 эффективны для направления топлива 19 к указанному пилотному изолятору 50 и к указанному пилотному стабилизатору 54 пламени.

5. Модуль 40 по п.3, в котором указанный пилотный изолятор 50 эффективен для снижения скорости воздушного потока 66 от сверхзвуковой до дозвуковой.

6. Плоский ГПВРД, эффективный для приведения в движение транспортного средства, содержащий:

множество разнесенных стоек 44, разделенных трактами 86; и

пилотная часть 43 стойки, заключенная внутри каждой указанной стойки 44, при этом геометрия указанной пилотной части стойки эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой скорости, в то время как оставшаяся часть 84 основного воздуха указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную часть 43 стойки по указанным трактам 86 и остается на сверхзвуковой скорости.

7. Плоский ГПВРД по п.6, в котором каждая стойка 44 включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76, эффективные для доставки топлива 19 к указанной дозвуковой пилотной части 66 воздуха в указанной пилотной части 43 стойки, а направленные наружу основные топливные форсунки 78 эффективны для доставки указанного топлива 19 к указанной сверхзвуковой части 84 основного воздуха в указанные тракты 86.

8. Плоский ГПВРД по п.7, в котором каждая указанная пилотная часть 43 стойки включает в себя последовательно пилотный изолятор 50, пилотный диффузор 52, пилотный стабилизатор 54 пламени, пилотную камеру 56 сгорания и пилотное сопло 82.

9. Плоский ГПВРД по п.8, в котором указанное множество стоек 44 содержится внутри основного изолятора 14 и проходит со стороны 46 корпуса указанного транспортного средства к стороне 48 обтекателя.

10. Плоский ГПВРД по п.9, в котором указанное пилотное сопло 82 эффективно для того, чтобы направлять выхлопные газы 80 из указанной пилотной части 43 стойки в основную камеру 18 сгорания.

11. Плоский ГПВРД по п.8, имеющий траекторию потока пилотной части 66 воздуха, пересекающую указанную пилотную часть 43 стойки, а указанная траектория потока 84 основного воздуха пересекает указанные тракты 86.

12. Плоский ГПВРД по п.11, в котором основные топливные форсунки 78е, 78f, прилегающие к стенке 92 указанного основного изолятора 14, находятся в состоянии отсутствия потока, в то время как остальные из указанных основных топливных форсунок 78а, 78b находятся в состоянии обеспечения потока.

13. Способ работы плоского ГПВРД для приведения в движение транспортного средства, при этом указанный плоский ГПВРД имеет множество разнесенных стоек 44, разделенных трактами 86, при этом каждая указанная стойка 44 включает в себя направленные внутрь пилотные топливные форсунки 76 и направленные наружу основные топливные форсунки 78, а пилотная часть 43 стойки заключается в пределах каждой указанной стойки 44, содержащий этапы, на которых:

делят поток сверхзвукового входящего 16 воздуха на пилотную часть воздуха 66 и основную часть воздуха 84 и заставляют указанную пилотную часть воздуха 66 протекать внутри указанной пилотной части 43 стойки, а указанную основную часть воздуха 84 протекать внутри указанных трактов 86;

снижают скорость указанной пилотной части воздуха 66 до дозвуковой 74 и смешивают указанный дозвуковой воздух 74 с топливом 19, подаваемым указанными пилотными топливными форсунками 76, в то время как указанная основная часть 84 воздуха остается на сверхзвуковой скорости;

сжигают указанную смесь дозвукового воздуха 74 и топлива 19;

соединяют указанную основную часть сверхзвукового воздуха 84 с топливом 19, подаваемым указанными основными топливными форсунками 78; и

воспламеняют 43 указанную смесь основной части сверхзвукового воздуха 84 и топлива 19 выхлопными газами 80 от указанного сгорания указанной смеси дозвукового воздуха 74 и топлива 19.

14. Способ по п.13, включающий в себя обеспечение указанной пилотной части 43 стойки, последовательно, пилотным изолятором 50, пилотным диффузором 52, пилотным стабилизатором 54 пламени, пилотной камерой 56 сгорания и пилотным соплом 82.

15. Способ по п.14, в котором серия ударных волн 68, образованная внутри указанного пилотного изолятора 50, эффективна для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой 74.

16. Способ по п.15, в котором указанная пилотная часть 66 воздуха составляет от 3 до 10% объема указанного потока сверхзвукового входящего 16 воздуха.

17. Способ по п.16, в котором указанное множество разнесенных стоек 44 проходит от стороны 46 корпуса указанного транспортного средства к стороне обтекателя 48 и расположено внутри основного изолятора 19.

18. Способ по п.17, в котором, когда транспортное средство находится на крейсерской скорости, основные топливные форсунки 78е, 78f, прилегающие к указанному основному изолятору 14, выключаются, в то время как остальные из указанных основных форсунок 78а, 78b остаются включенными.

19. Способ по п.18, в котором указанная смесь основной части 84 воздуха и топлива 19 воспламеняется 24 указанными выхлопными газами 80 внутри основной камеры 18 сгорания.

20. Пилотная гондола 42 в центре корпуса для осесимметричного ГПВРД, имеющего последовательно и по движению текучей среды воздухозаборник 16, основной изолятор 14 свободного канала и основную камеру 18 сгорания, при этом указанная пилотная гондола 42 содержит:

пилотный изолятор 50, расположенный между указанным воздухозаборником 16 и пилотным диффузором 52;

указанный пилотный диффузор 52, расположенный между указанным пилотным изолятором 50 и пилотной частью 54;

указанная пилотная часть 54, расположенная между указанным пилотным диффузором 52 и пилотной камерой 56 сгорания;

причем указанная пилотная гондола 42 в центре расположена по оси симметрии вдоль центральной оси 12 указанного основного изолятора 14 и опирается на множество стоек 44, проходящих от внутренней стенки 92 указанного свободного канала к внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42, при этом геометрия указанной пилотной гондолы эффективна для приема пилотной части 66 воздуха сверхзвукового воздушного потока из воздухозаборника 16 ГПВРД и для снижения скорости указанной пилотной части 66 воздуха до дозвуковой, в то время как оставшаяся основная часть 84 воздуха указанного сверхзвукового воздушного потока обходит указанную пилотную гондолу 42 и остается на сверхзвуковой скорости.

21. Пилотная гондола 42 в центре по п.20, в которой указанное множество стоек 44 включает в себя пилотные топливные форсунки 76, эффективные для подачи топлива 19 к указанному пилотному изолятору 50 и указанной кольцевой пилотной части 54.

22. Пилотная гондола 42 в центре по п.21, в которой основные топливные форсунки 78 расположены на указанной внутренней стенке 92 указанного свободного канала и на внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42.

23. Пилотная гондола 42 в центре по п.21, в которой совокупность указанного множества стоек 44 и указанной пилотной гондолы 42 занимает меньше, чем 20% площади поперечного сечения указанного свободного канала.

24. Пилотная гондола 42 в центре по п.22, в которой сопло 82, прикрепленное к указанной пилотной камере 56 сгорания, эффективно для подачи выхлопных газов 80 из указанной пилотной камеры 56 сгорания в указанную основную камеру 18 сгорания.

25. Пилотная гондола 42 в центре по п.24, в которой основные топливные форсунки 78е, 78f, расположенные на указанной внутренней стенке 92 указанного канала, находятся в состоянии отсутствия потока, в то время как остальные из указанных основных топливных форсунок 78а, 78b находятся в положении обеспечения потока.

26. Пилотная гондола 42 в центре по п.24, дополнительно включающая в себя топливные форсунки 78d малой скорости вдоль оснований указанных стоек 44.

27. Способ стабилизации пламени ГПВРД, имеющего последовательно и по движению текучей среды воздухозаборник 16, основной изолятор 14 свободного канала и основную камеру 18 сгорания свободного канала, содержащий:

поддерживание пилотной гондолы 42 в центре по оси симметрии вдоль центральной оси 12 указанного основного изолятора 14 свободного канала, указанная пилотная гондола 42 включает в себя, последовательно и по движению текучей среды, вход пилотной части, прилегающий к указанному воздухозаборнику 16, пилотный изолятор 50 свободного канала, пилотный диффузор 52, кольцевую пилотную часть 54 и пилотную камеру 56 сгорания;

подачу сверхзвукового потока воздуха к указанной пилотной гондоле 42 в центре через указанный воздухозаборник 16, указанный пилотный изолятор 50, разделяющий указанный поток воздуха на центрально расположенную часть 66 и периферическую часть 84, при этом указанная центральная часть 66 проходит через указанный пилотный изолятор 50 свободного канала и сжимается ударной волной до дозвуковой скорости, а указанная периферическая часть 84 проходит через тракт 86, определяемый наружной стенкой указанной пилотной гондолы 42 и стенкой 92 указанного основного изолятора 14, к указанному свободному каналу указанной основной камеры 18 сгорания, при этом оставаясь на сверхзвуковой скорости;

смешивание первой части топлива 19 с указанной дозвуковой центрально расположенной частью 66 указанного потока воздуха внутри указанной кольцевой пилотной части 54 и поджигания этой первой смеси для образования устойчивого пилотного пламени; и

смешивание второй части 19 топлива с указанными сверхзвуковыми периферическими частями 84 указанного потока воздуха и использование выхлопных газов 80 из указанного устойчивого пилотного пламени для того, чтобы поддержать поджигание этой второй смеси внутри указанной основной камеры 18 сгорания.

28. Способ по п.27, включающий в себя поддерживание указанной пилотной гондолы 42 множеством стоек 44, проходящих от внешней стенки указанной пилотной гондолы к стенке 92 указанного свободного канала указанного основного изолятора 14.

29. Способ по п.28, включающий в себя протекание топлива 19 через каналы, образованные внутри указанных стоек 44.

30. Способ по п.29, в котором указанное топливо 19 впрыскивается в указанную сверхзвуковую периферийную часть 84 указанного потока воздуха через отверстие 78, образованное в одной или более указанных внешних поверхностей указанной пилотной гондолы, и на указанной стенке указанного основного изолятора 92 [5], и на основаниях указанных стоек 44.

31. Способ по п.30, в котором во время передачи управления ПВРД основные топливные форсунки 76а, 76b, 78с, 78d на внешней поверхности указанной пилотной гондолы и на основаниях указанных стоек 44 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку.

32. Способ по п.30, в котором во время ускорения основные топливные форсунки 78с, 78е, 78f на внешней поверхности указанной гондолы 42 с пилотной частью и на указанной стенке 92 указанного основного изолятора 14 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку в количестве, превышающем стехиометрический объем.

33. Способ по п.30, в котором во время крейсерского режима основные топливные форсунки 76а, 76b, 78с на внешней поверхности указанной пилотной гондолы 42 и на указанной стенке 92 указанного основного изолятора 14 обеспечивают топливо 19 указанному основному воздушному потоку, при этом область, прилегающая к указанной стенке 92, обеспечена обедненным топливом.