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invention
Fédération de Russie Patent RU2287076
Système de propulsion d'un aéronef hypersonique

Nom du demandeur: ". L'Institut central de l' aviation Motors nommé d' après PI Baranov" Etat fédéral l' entreprise unitaire (RU)
Nom de l'inventeur: Semenov Vyacheslav L. (RU); Galankin Primakov (RU); Serebryakov Damir Ildarovich (RU)
Le nom du titulaire du brevet: ". L'Institut central de l' aviation Motors nommé d' après PI Baranov" Etat fédéral l' entreprise unitaire (RU)
Adresse de correspondance: 111116, Moscou, ul. Aviamotor, 2, FSUE "CIAM. Baranov," Département de la propriété intellectuelle
Date de début du brevet: 24.02.2005

Le système de propulsion pour un véhicule, comprenant statoréacteurs hypersonique ayant au moins une chambre de combustion munie d'un dispositif d'injection de carburant et l'allumage. Sur l'entrée d'allumage alimenté en oxygène. Le système de propulsion comprend un échangeur de chaleur et le refroidissement de la sortie du combustible hydrocarboné moteur relié au dispositif d'injection de carburant. l'alimentation en carburant du moteur comprend un réservoir de carburant et un ensemble de turbopompe de carburant hydrocarbure ayant une pompe centrifuge ayant une entrée couplée à la sortie du réservoir de carburant et la sortie à l'entrée d'un échangeur de chaleur. Sur le même arbre que la pompe centrifuge est une turbine. Système d'alimentation en carburant comprend en outre un circuit autonome pour alimenter la turbine d'une substance gazeuse sous pression qui est compatible avec le carburant d'hydrocarbure dans le procédé de combustion, dont la sortie est reliée à l'entrée de la turbine et l'entrée de la substance gazeuse qui est compatible avec le carburant d'hydrocarbure, de l'hydrogène est fourni. Le résultat technique est d'augmenter la fiabilité des avions hypersoniques.

DESCRIPTION DE L'INVENTION

L'invention concerne le domaine de l' espace et des équipements spéciaux, et plus particulièrement à la propulsion des avions hypersoniques (SFA) et les systèmes de transport spatial réutilisables (CITA) et les centrales combinées.

Connus des missiles de croisière de propulsion contenant statoréacteur (statoréacteur) de "Vega", "Limier", "robot", comportant une chambre de combustion, dans lequel l'alimentation en carburant vers la chambre de combustion est constituée de l'unité de turbopompe (TPU), comprenant une pompe centrifuge, turbine située sur le même arbre avec la pompe centrifuge, et une vitesse de défilement de la pression d'air (aéronefs étrangers et roquettes moteurs. Annuaire des CIAM, éditions de 1967-1971.).

La sélection de la turbine à air de l' art antérieur est possible avec seulement des pertes minimales à faible nombre de Mach, de préférence inférieur à 3. Dans ces pressions numéros de carburant Mach à la sortie de la pompe est faible, de faible puissance à la turbine, la température de la paroi de la chambre de combustion est faible et les refroidir suffisamment pour une utilisation shirokoprimenyaemogo refroidissement par air pour les chambres de combustion du moteur à turbine à gaz (GTE).

Comme le nombre de Mach 4,5 vol au- dessus du chauffage des parois de la chambre de combustion augmente de sorte que nécessite un système de refroidissement spécial pour leur carburant. En outre, la purge d'air de la turbine à un nombre élevé de Mach produit la traînée aérodynamique supplémentaire pour SFA.

Les systèmes de propulsion connus comprenant une chambre de combustion avec une paroi du système de refroidissement du carburant de combustion à récupération à bord de réservoir de carburant, des ballons réservoirs à pression pour l' hélium, qui est forcé à l' huile du réservoir vers la chambre de combustion et de l' azote, qui est nécessaire pour commander les soupapes opération de puskootsechnyh régulateur de débit de carburant pour réguler la consommation de carburant dans les différents modes de vol (Actes de la conférence scientifique III les VVIA. Zhukovsky, 1996, p.35).

L'installation connue présente un refroidissement efficace des parois de la chambre de combustion à Mach vol, égal à 6,5. Cependant, l'utilisation du système de carburant bord réservoir de déplacement dans la chambre de combustion conduit à la nécessité de réservoir à haute pression à bord, par exemple 2,8 MPa. Ceci, à son tour, conduit à une augmentation inacceptable dans le système d'alimentation de poids et l'utilisation de ce système de propulsion uniquement dans des avions expérimentaux avec une capacité à bord de petit volume et donc un temps de vol de courte

La solution technique la plus proche adoptée pour le prototype, est un système de propulsion HVA X-43C statoréacteur hypersonique sociétés PW (Information express №40 2002 CIAM, p.6), qui comprend un réservoir de carburant pour un ensemble de turbopompe de carburant d'hydrocarbures comprenant une pompe centrifuge et une turbine disposée sur le même arbre de la pompe centrifuge, le moteur comprenant une chambre de combustion, un dispositif pour l'injection et l'allumage du combustible et de l'échangeur de chaleur (échangeur de chaleur à régénération), dont l'entrée reçoit un carburant hydrocarboné provenant du réservoir de carburant par l'intermédiaire de l'unité de turbopompe qui circule sur le moteur, il se refroidit et se réchauffe est vaporisée. Le carburant vaporisé résultant est amené à la turbine de l'unité de turbopompe, qui fonctionne sur le carburant vaporisé à pression différentielle chauffé généré par la pompe.

Dans l'air du moteur et le carburant est brûlé à des températures très élevées, ce qui permet de chauffer le combustible hydrocarboné est vaporisé et de créer une chute de pression pour la turbine. Cependant, la solution technique connue crée un problème de démarrage du moteur lorsque le moteur est démarré et la première partie du carburant pénètre dans l'échangeur de chaleur au niveau de l'unité de turbopompe d'arrêt seulement à basse pression, ce qui crée une pompe de pressurisation du réservoir de carburant. Juste après le démarrage du combustible de la turbine pénètre dans la chambre de combustion où allumage et la combustion avec une quantité supplémentaire paroi de la chambre thermique.

Le processus de chauffage des premières parties du combustible hydrocarboné et la promotion de la turbine de l'unité de turbopompe est ingérable, et sa durée est plus de 10 secondes. Pendant ce temps, la vitesse de l'aéronef hypersonique peut être réduite, de sorte que la paroi de la chambre de combustion du moteur aura une température à laquelle le carburant évaporée, de sorte que la turbine de l'unité de turbopompe, alimenté par une différence de pression des vapeurs de carburant ne peut pas activer la pompe et alimente le moteur en carburant, à savoir le démarrage du moteur ne va pas se produire. En outre, l'instabilité supplémentaire dans les premières parties d'alimentation en carburant va créer des vibrations et SFA respectivement de carburant dans le réservoir et la tuyauterie dans la période de séparation et le rappel bezdvigatelnogo appareil de planification. De cela, nous pouvons supposer qu'il existe une certaine probabilité d'un accident d'avion. La probabilité d'un lancement réussi ne fera que croître à haute vol Mach plus de 5,5 lorsque la paroi de la chambre de combustion est fortement réchauffé. Cependant, la haute température de chauffage peut créer une situation d'urgence jusqu'à ce que l'épuisement des parois de la chambre de combustion.

L'invention proposée vise à fournir le système de propulsion avec le scramjet (scramjet), ce qui permettrait d'augmenter la probabilité de démarrage sans problème et sans problème opération scramjet dans une large gamme de nombres de Mach de vol ( à partir de 2 et au- dessus), sans augmentation significative du poids du système de propulsion et la pression dans le réservoir de carburant pour un carburant hydrocarboné.

Le résultat technique est d'augmenter la fiabilité et diminuer la probabilité d' une catastrophe avions hypersoniques.

Un autre effet technique est de réduire la puissance de l'unité de turbopompe en raison du fait que le combustible hydrocarboné peut être chauffé à l'état de vapeur et pour démarrer le fonctionnement de la turbine de l'unité de turbopompe.

Un autre résultat technique est d'augmenter la combustion du mode de gestion et les parois de la chambre de combustion pour éviter toute surchauffe accidentelle.

Ce but est atteint en ce que la propulsion d'avions hypersoniques , comprenant statoréacteurs ayant au moins une chambre de combustion pourvue de dispositifs d'injection de carburant, un dispositif d' allumage et une unité d'échange de chaleur pour refroidir le combustible hydrocarboné moteur de sortie en relation avec un dispositif d'injection de carburant et l'alimentation en carburant du moteur, comprenant un réservoir de carburant avec un carburant hydrocarboné et une unité de turbopompe comprenant une pompe centrifuge ayant une entrée couplée à la sortie du réservoir de carburant et la sortie à l'entrée d'un échangeur de chaleur et une turbine située sur le même arbre une pompe centrifuge, le système d'alimentation en carburant comprend en outre un circuit autonome pour alimenter la turbine d'une substance gazeuse sous pression qui est compatible avec le carburant d'hydrocarbure dans le procédé de combustion, dont la sortie est reliée à l'entrée de la turbine et l'entrée, en tant que substance gazeuse qui est compatible avec le carburant d'hydrocarbure fourni un atome d'hydrogène.

Avantageusement, la boucle autonome inclus balle cylindres hydrogène à haute pression, par l'intermédiaire de laquelle le régulateur de débit d'hydrogène et la turbine à la suite de l'unité de turbopompe, seraient connectées en parallèle aux entrées du dispositif d'injection de carburant, un dispositif d'allumage et le dispositif d'échange de chaleur.

Avantageusement, le dispositif d'allumage est introduit à l'entrée de l'oxygène gazeux.

Faisables et que le système du moteur supplémentaire d'alimentation en carburant comprend une boucle externe fermée de protection d'urgence des parois de la chambre de combustion contre la surchauffe, laquelle entrée serait reliée à la sortie du dispositif d'échange de chaleur et sortie par l'intermédiaire connectés en série soupape de protection en cas d'urgence et une buse reliée à tamosferoy et l'autre externe boucle fermée pour la distribution de carburant dans les zones d'alimentation du mode de combustion subsoniques et supersoniques, dont l'entrée serait liée à la libération de dispositifs d'échange de chaleur, et des dispositifs de sortie pour l'injection de carburant et l'allumeur à travers la soupape connectés en parallèle.

Par la suite, l'invention va maintenant être décrite et le dessin, qui montre le système pnevmogidroskhema de propulsion selon l'invention.

Le système de propulsion proposé (DU) comporte statoréacteurs 1, comprenant au moins une chambre de combustion 2 munie d'un dispositif 3 pour l'injection de carburant, l'allumage 4 carburant, dont l' entrée est alimentée en oxygène, et un dispositif échangeur de chaleur pour refroidir le carburant hydrocarboné du moteur. Le système de propulsion comprend en outre un système d'alimentation en carburant du moteur ayant un réservoir de carburant 5 avec le combustible d'hydrocarbure et l'unité de turbopompe 6, comprenant une pompe centrifuge 7, ayant une entrée couplée à la sortie du réservoir de carburant 5, et une turbine à 8 disposée sur le même arbre 9 avec une pompe centrifuge 7 . Le moteur 1 est refroidi par le carburant hydrocarboné provenant avant la combustion dans le dispositif d'échange de chaleur. Dispositif d'échange de chaleur est exécuté, par exemple, "chemise" avec des chaînes le long des parois de la chambre de combustion 2 (représentée sur le dessin comme une probation des flèches le long des parois de la chambre de combustion 2) dont l'entrée 10 couplée à la sortie de la pompe centrifuge 7. entrée 10 se trouve à l'extrémité opposée de la chambre 7 par rapport à l'allumage de la combustion 4.

Le dispositif 8 comprend une injection de carburant pylônes latéraux 11 injecteurs de carburant et un mât central injecteurs de carburant 12 et est reliée à la sortie du dispositif d'échange de chaleur.

Le système de propulsion selon l'invention comporte le système d'alimentation en combustible comprend en outre le circuit autonome pour alimenter la turbine d'une substance gazeuse sous pression qui est compatible avec le carburant d'hydrocarbure dans le processus de combustion. En tant que matériau compatible avec le carburant d'hydrocarbure dans le procédé de combustion, l'hydrogène est utilisé, ce qui est également le second composant de carburant. Circuit indépendant comprend balle ballon 13 avec de l'hydrogène à haute pression par l'intermédiaire du contrôleur 14, le débit d'hydrogène et de l'unité de turbopompe turbine 8 suivante connectée en parallèle avec le dispositif d'entrée 3 pour l'injection de carburant (pylônes directement 11 et 12), l'allumeur d'entrée 4 et l'entrée 10 du dispositif d'échange de chaleur pour leur refroidissement et la protection contre les koksootlozheniya.

Le système de propulsion comporte un système de carburant et en boucle fermée externe 15, pour la protection d'urgence des parois de la chambre de combustion 2 contre la surchauffe, l'entrée étant couplée à la sortie 16 du dispositif d'échange de chaleur, et une sortie à travers la vanne successives 17, la protection d'urgence et la buse 18 est reliée à l'atmosphère (à l'extérieur de la chambre la combustion) et l'autre boucle fermée externe 19 pour les courroies de distribution de l'alimentation en combustible aux modes de combustion subsonique et supersonique, l'entrée étant couplée à la sortie 16 du dispositif d'échange de chaleur, et un dispositif de sortie 3, l'injection de carburant (pylônes directement 11 et 12) et l'amorce 4 connecté en parallèle par l'intermédiaire des vannes 20 et 21.

Système de propulsion fonctionne comme suit

Lors du démarrage du moteur, un atome d'hydrogène ballon du ballon 13 sous haute pression pénètre dans la turbine de l'unité de turbopompe 8 6. La pression de l'hydrogène gazeux entraîne une turbine 8, ce qui met la pompe 7 et le combustible d'hydrocarbure à partir d'un réservoir de carburant 5 est introduit dans l'échangeur de chaleur 10 et à la suite 3, le dispositif d'injection de carburant. la sortie de la turbine à gaz d'hydrogène 8 en présence d'oxygène est introduit dans le dispositif d'allumage 4, dans lequel la flamme est produite par le service, le carburant inflammable d'hydrocarbures et d'hydrogène sur les pylônes 11 et 12, qui démarre le moteur.

Hydrogène pour la combustion supersonique est compatible avec le carburant d'hydrocarbure dans le processus de combustion et stabilise le processus de combustion en mode de combustion supersonique par l' interaction de la zone de tourbillon de l'injection de carburant 3 hydrocarbure dispositif à l'obligation de la flamme sortant de l'allumeur 9. L'hydrogène fourni à l'échangeur de chaleur koksootlozheniyu empêche dans le chemin de l'échangeur de chaleur

le carburant d'hydrocarbure et de l'hydrogène provenant par l'intermédiaire de l'entrée 10 à un échangeur de chaleur, où il passe sur des parois refroidies de la chambre de combustion 2 sont chauffés par leur lavage, le gaz recueilli dans le collecteur de sortie à la sortie 16. En cas de surchauffe de la paroi 7 de la chambre de combustion lorsque la paroi de la chambre de combustion chauffé afin qu'il puisse y avoir une situation d'urgence en raison d'endommagement des parois de la chambre de combustion, la soupape 17, la protection en cas d'urgence et une partie du combustible ou du carburant en fonction de la température de combustion des parois de la chambre 2 est évacué par l'intermédiaire de circuits de ligne 15 à travers la buse 18 à l'atmosphère, en contournant les chambres des voies activées 2. combustion de la chambre de combustion 2 est arrêtée, et les parois sont refroidies.

En fonction de la vitesse et de l'altitude qui affecte le débit d'air dans un circuit fermé 19, un carburant hydrocarboné provenant de la sortie 16 peut pénétrer dans un écoulement vers des injecteurs disposés sur des pylônes 11 dispositif 3 d'injection de carburant ou en deux courants: un courant vers les injecteurs de la partie centrale poteau 12 et les parois latérales 22, l'autre - vers les injecteurs sur les pylônes latéraux 11, puis brûlé dans le tube de chambre de combustion.

Lorsque la vitesse de vol à Mach 4,5, le capteur signal de vitesse de vol ouvre la vanne 21 et le combustible hydrocarboné commence à couler dans la chambre de combustion d'un ruisseau et est brûlé dans le mode de combustion subsonique

Avec l'augmentation de la vitesse de Mach 5.5 à un signal provenant du capteur de vitesse ouvre les deux soupapes 21 et 22 et le combustible d'hydrocarbure commence à couler dans la chambre de combustion en deux courants, et est brûlé dans le mode de combustion supersonique.

Augmentation du poids du système de propulsion proposée, sur l'art antérieur en raison de l'installation supplémentaire de bille cylindre avec de l'hydrogène à haute pression ne se produit pas, car la plus ballon à ballon de masse compensé par la réduction du poids de l'unité de turbopompe 2 et les lignes d'alimentation fonctionnant à l'hydrogène possédant grande ouvrabilité à basse température. Ainsi, il sera parce que, comme mentionné ci-dessus, dans l'art antérieur, la turbine fonctionne sur les produits d'évaporation de carburant et la décomposition à température élevée et de pression. Par conséquent, pour la fourniture de produits de décomposition de carburant à chaud du système de refroidissement pour la turbine et le diriger dans la chambre de combustion après la turbine et nécessitent des collecteurs de tuyaux isolés, dont la masse est sensiblement supérieure à la propulsion proposée. En outre, l'introduction de l'hydrogène dans la chambre de combustion dans la propulsion proposé d'intensifier le processus de combustion de carburant et d'augmenter la poussée du moteur. 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.

REVENDICATIONS

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. Système de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système du moteur supplémentaire d'alimentation en carburant comprend une partie extérieure en boucle fermée pour la protection d'urgence des parois de la chambre de combustion contre la surchauffe, dont l'entrée est reliée à la sortie du dispositif d'échange de chaleur, et une sortie connectée en série à travers la vanne de protection d'urgence et est relié à la buse l'atmosphère et l'autre circuit fermé externe pour les zones de distribution de carburant d'alimentation en mode de combustion subsonique et supersonique, dont l'entrée est reliée à la sortie du dispositif d'échange de chaleur, et des dispositifs de sortie pour l'injection de carburant et le dispositif d'allumage à travers la vanne en parallèle.

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Date de publication 22.11.2006gg

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