RU2287076C1 - Engine plant of hypersonic craft - Google Patents
Engine plant of hypersonic craft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2287076C1 RU2287076C1 RU2005104904/06A RU2005104904A RU2287076C1 RU 2287076 C1 RU2287076 C1 RU 2287076C1 RU 2005104904/06 A RU2005104904/06 A RU 2005104904/06A RU 2005104904 A RU2005104904 A RU 2005104904A RU 2287076 C1 RU2287076 C1 RU 2287076C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- engine
- output
- turbine
- input
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 90
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 55
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims abstract description 31
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims abstract description 31
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims abstract description 31
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 19
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 19
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 17
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 17
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 17
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 14
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 9
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 6
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- 238000013021 overheating Methods 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000571 coke Substances 0.000 description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 2
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000005406 washing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической и специальной техники, а точнее к силовым установкам для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и многоразовых космических транспортных систем (МКТС) с комбинированными и силовыми установками.The invention relates to the field of space and special equipment, and more specifically to power plants for hypersonic aircraft (GLA) and reusable space transport systems (MKTS) with combined and power plants.
Известны двигательные установки крылатых ракет, содержащие прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) типа "Вега", "Бладхаунд", "Робот", имеющие камеру сгорания, у которых подача топлива в камеру сгорания производится турбонасосным агрегатом (ТНА), включающим центробежный насос и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, и работающую от скоростного напора воздуха (Иностранные авиационные и ракетные двигатели. Справочник ЦИАМ, выпуски за 1967-1971 гг.).Known propulsion systems for cruise missiles containing ramjet engines such as Vega, Bloodhound, and Robot, having a combustion chamber, in which the fuel is supplied to the combustion chamber by a turbopump unit (TNA), including a centrifugal pump and a turbine located on the same shaft with a centrifugal pump and operating from high-speed air pressure (Foreign aircraft and rocket engines. TsIAM reference book, issues from 1967-1971).
В известном техническом решении отбор воздуха на турбину возможен с минимальными потерями только при небольших числах Маха, преимущественно меньше 3. При этих числах Маха давление топлива на выходе из насоса небольшое, мощность на турбине низкая, температура стенок камеры сгорания невысокая и для их охлаждения достаточно использования широкоприменяемого воздушного охлаждения для камер сгорания газотурбинного двигателя (ГТД).In the known technical solution, air extraction to the turbine is possible with minimal losses only with small Mach numbers, mainly less than 3. At these Mach numbers, the fuel pressure at the pump outlet is small, the turbine power is low, the temperature of the walls of the combustion chamber is low and it is sufficient to cool them widely used air cooling for combustion chambers of a gas turbine engine (GTE).
При увеличении числа Маха полета более 4,5 нагрев стенок камеры сгорания возрастает настолько, что необходима специальная система для их охлаждения топливом. Кроме того, отбор воздуха на турбину при больших числах Маха создает дополнительное аэродинамическое сопротивление для ГЛА.With an increase in the flight Mach number of more than 4.5, the heating of the walls of the combustion chamber increases so much that a special system is needed to cool them with fuel. In addition, air sampling to the turbine at high Mach numbers creates additional aerodynamic drag for the GLA.
Известны двигательные установки, содержащие камеру сгорания с регенеративной системой охлаждения стенок камеры сгорания топливом, бортовую емкость для топлива, шары-баллоны высокого давления для гелия, которым вытесняется топливо из емкости в камеру сгорания, и для азота, который необходим для управления работой пускоотсечных клапанов, регулятор расхода топлива для регулирования расхода топлива на различных режимах полета (Сборник докладов III научно-технической конференции ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1996 г., стр.35).Known propulsion systems containing a combustion chamber with a regenerative cooling system for the walls of the combustion chamber with fuel, an onboard fuel tank, high pressure balloons for helium, which displaces fuel from the tank into the combustion chamber, and for nitrogen, which is necessary to control the operation of shut-off valves, fuel consumption regulator for regulating fuel consumption in various flight modes (Collection of reports of the III scientific and technical conference of VVIA named after N.E. Zhukovsky, 1996, p. 35).
Известная установка имеет надежное охлаждение стенок камеры сгорания при числе Маха полета, равное 6,5. Однако применение системы вытеснения топлива из бортовой емкости в камеру сгорания приводит к необходимости использования бортовой емкости высокого давления, например 2,8 МПа. Это, в свою очередь, приводит к недопустимому увеличению массы системы подачи и к применению такой двигательной установки только в экспериментальных летательных аппаратах с небольшим объемом бортовой емкости и, следовательно, с коротким временем полетаThe known installation has reliable cooling of the walls of the combustion chamber with a Mach number of flight equal to 6.5. However, the use of a system for displacing fuel from an onboard tank to a combustion chamber necessitates the use of an onboard tank of high pressure, for example, 2.8 MPa. This, in turn, leads to an unacceptable increase in the mass of the feed system and to the use of such a propulsion system only in experimental aircraft with a small volume of side capacity and, therefore, with a short flight time
Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является двигательная установка ГЛА Х-43С гиперзвукового ПВРД фирмы PW (Экспресс-информация №40, 2002, ЦИАМ, стр.6), которая содержит топливный бак для углеводородного топлива, турбонасосный агрегат, содержащий центробежный насос и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, двигатель, содержащий камеру сгорания, устройства для впрыска и воспламенения топлива и теплообменное устройство (рекуперативный теплообменник), на вход которого поступает углеводородное топливо из топливного бака посредством турбонасосного агрегата, которое, циркулируя по двигателю, охлаждает его и само нагревается до парообразного состояния. Полученное парообразное топливо поступает на турбину турбонасосного агрегата, которая работает от перепада давления нагретого парообразного топлива, создаваемого насосом.The closest technical solution adopted for the prototype is the GLA X-43C propulsion system of a PW hypersonic ramjet ramp (Express Information No. 40, 2002, TsIAM, p. 6), which contains a fuel tank for hydrocarbon fuel, a turbopump unit containing a centrifugal pump and a turbine located on the same shaft with a centrifugal pump, an engine containing a combustion chamber, devices for injection and ignition of fuel, and a heat exchanger (recuperative heat exchanger), the input of which receives hydrocarbon fuel in from the fuel tank by means of a turbopump unit, which, circulating through the engine, cools it and heats itself up to a vapor state. The resulting vapor fuel enters the turbine of the turbopump unit, which operates from the pressure drop of the heated vapor fuel generated by the pump.
В двигателе воздух и топливо сгорают при очень высоких температурах, что позволяет нагреть углеводородное топливо до парообразного состояния и создать перепад давления для работы турбины. Однако для известного технического решения создается проблема запуска двигателя, когда двигатель еще не запустился и первые порции топлива поступают в теплообменное устройство при неработающем турбонасосном агрегате только под небольшим давлением, которое создается наддувом топливного бака насосом. Только после запуска турбины топливо поступает в камеру сгорания, где при воспламенении и горении дополнительно нагревает стенки камеры.In the engine, air and fuel burn at very high temperatures, which makes it possible to heat hydrocarbon fuel to a vapor state and create a pressure drop for the turbine to operate. However, for the known technical solution, the problem of starting the engine is created, when the engine has not yet started and the first portions of fuel enter the heat exchanger when the turbo pump unit is idle only under low pressure, which is created by pumping the fuel tank. Only after starting the turbine does the fuel enter the combustion chamber, where, when ignited and burned, it additionally heats the walls of the chamber.
Процесс нагрева первых порций углеводородного топлива и раскрутки турбины турбонасосного агрегата является неуправляемым, и длительность его составляет более 10 секунд. За это время скорость гиперзвукового летательного аппарата может уменьшиться настолько, что стенки камеры сгорания двигателя будут иметь температуру, при которой топливо не испаряется, поэтому турбина турбонасосного агрегата, работающая от перепада давления паров топлива, не сможет привести в действие насос и подать топливо в двигатель, т.е. запуска двигателя не произойдет. Кроме того, дополнительную нестабильность на подачу первых порций топлива будут создавать колебания ГЛА и соответственно топлива в емкости и в трубопроводах в период отделения бустера и бездвигательного планирования аппарата. Исходя из этого можно предположить, что существует определенная вероятность катастрофы летательного аппарата. Вероятность успешного запуска будет увеличиваться только при высоких числах Маха полета более 5,5, когда стенки камеры сгорания сильно прогреты. Однако высокие температуры прогрева могут создать аварийную ситуацию вплоть до прогара стенок камеры сгорания.The process of heating the first portions of hydrocarbon fuel and spinning a turbine of a turbopump unit is uncontrollable, and its duration is more than 10 seconds. During this time, the speed of the hypersonic aircraft may decrease so much that the walls of the combustion chamber of the engine will have a temperature at which the fuel does not evaporate, so the turbine of the turbopump unit, which works from the differential pressure of the fuel vapor, will not be able to actuate the pump and supply fuel to the engine, those. engine start will not happen. In addition, additional instability in the supply of the first portions of fuel will be created by fluctuations of the HVA and, accordingly, fuel in the tank and in the pipelines during the period of booster separation and non-motor planning of the apparatus. Based on this, it can be assumed that there is a certain probability of an aircraft crash. The probability of a successful launch will increase only at high flight Mach numbers greater than 5.5, when the walls of the combustion chamber are very hot. However, high heating temperatures can create an emergency up to burnout of the walls of the combustion chamber.
В предлагаемом изобретении поставлена задача создания двигательной установки с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД), которая позволяла бы повысить вероятность безаварийного запуска и безаварийной работы ГПВРД в широком диапазоне чисел Маха полета (от 2 и выше), без значительного повышения массы двигательной установки и давления в топливном баке для углеводородного топлива.In the present invention, the task is to create a propulsion system with a hypersonic ramjet engine (scramjet), which would increase the likelihood of a trouble-free start and trouble-free scramjet in a wide range of flight Mach numbers (from 2 and above), without significantly increasing the mass of the propulsion system and pressure in the fuel tank for hydrocarbon fuel.
Техническим результатом является повышение надежности снижением вероятности катастрофы гиперзвукового летательного аппарата.The technical result is to increase reliability by reducing the likelihood of a catastrophe of a hypersonic aircraft.
Другим техническим результатом является снижение мощности турбонасосного агрегата за счет того, что углеводородное топливо может не нагреваться до парообразного состояния для запуска и работы турбины турбонасосного агрегата.Another technical result is a decrease in the power of the turbopump unit due to the fact that the hydrocarbon fuel may not heat up to a vapor state to start and operate the turbine of the turbopump unit.
Еще одним техническим результатом является повышение управляемости режимов сжигания топлива и защиты стенок камеры сгорания от аварийного перегрева.Another technical result is to increase the controllability of fuel combustion modes and to protect the walls of the combustion chamber from emergency overheating.
Поставленная задача решается тем, что в двигательной установке для гиперзвукового летательного аппарата, содержащей гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий по меньшей мере одну камеру сгорания, снабженную устройствами для впрыска топлива, воспламенителем, и теплообменным устройством для охлаждения двигателя углеводородным топливом, связанным выходом с устройством для впрыска топлива, и систему подачи топлива в двигатель, включающую топливный бак с углеводородным топливом и турбонасосный агрегат, содержащий центробежный насос, вход которого связан с выходом топливного бака, а выход со входом в теплообменное устройство, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, система подачи топлива дополнительно содержит автономный контур для подачи на турбину под давлением газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения, выход которого соединен со входом на турбину, а на вход, в качестве газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом, поступает водород.The problem is solved in that in a propulsion system for a hypersonic aircraft containing a hypersonic ramjet engine having at least one combustion chamber, equipped with fuel injection devices, an igniter, and a heat exchanger for cooling the engine with hydrocarbon fuel, connected with a device for injecting fuel, and a system for supplying fuel to an engine including a fuel tank with hydrocarbon fuel and a turbopump assembly comprising a centrifugal pump, the inlet of which is connected to the exit of the fuel tank, and the outlet with the entrance to the heat exchanger, and the turbine located on the same shaft as the centrifugal pump, the fuel supply system additionally contains an autonomous circuit for supplying a gaseous substance compatible with hydrocarbon fuel to the turbine under pressure during combustion, the output of which is connected to the turbine inlet, and hydrogen enters the inlet as a gaseous substance compatible with hydrocarbon fuel.
Целесообразно, чтобы автономный контур включал шар-баллон с водородом высокого давления, который через регулятор расхода водорода и последующую турбину турбонасосного агрегата, был бы связан параллельно со входами устройства для впрыска топлива, воспламенителем и теплообменным устройством.It is advisable that the autonomous circuit includes a balloon balloon with high-pressure hydrogen, which, through the hydrogen flow regulator and the subsequent turbine of the turbopump unit, would be connected in parallel with the inputs of the fuel injection device, an igniter, and a heat exchange device.
Целесообразно, чтобы на вход воспламенителя подавался газообразный кислород.It is advisable that gaseous oxygen be supplied to the igniter inlet.
Целесообразно также, чтобы система подачи топлива в двигатель дополнительно содержала внешний замкнутый контур для аварийной защиты стенок камеры сгорания от перегрева, вход которого был бы связан с выходом теплообменного устройства, а выход через последовательно соединенные клапан аварийной защиты и сопло соединен с тамосферой, и другой внешний замкнутый контур для осуществления распределения топлива по поясам подачи на дозвуковом и сверхзвуковом режимах горения, вход которого был бы связан с выходом теплообменного устройства, а выход с устройствами для впрыска топлива и воспламенителем через параллельно соединенные клапана.It is also advisable that the fuel supply system to the engine additionally contains an external closed circuit for emergency protection of the walls of the combustion chamber from overheating, the input of which would be connected to the output of the heat exchange device, and the output through a series-connected emergency protection valve and nozzle is connected to the tamosphere, and another external a closed loop for the distribution of fuel along the supply belts at subsonic and supersonic combustion modes, the input of which would be connected with the output of the heat exchange device, and you od with means for injection of fuel and igniter are connected in parallel through the valve.
В дальнейшем предлагаемое изобретение поясняется описанием и чертежом, на котором представлена пневмогидросхема двигательной установки согласно изобретению.In the future, the invention is illustrated by the description and drawing, which shows the pneumohydrochemical propulsion system according to the invention.
Предлагаемая двигательная установка (ДУ) содержит гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1, имеющий по меньшей мере одну камеру сгорания 2, снабженную устройством 3 для впрыска топлива, воспламенителем 4 топлива, на вход которого подают кислород, и теплообменным устройством для охлаждения двигателя углеводородным топливом.The proposed propulsion system (DU) contains a hypersonic ramjet 1, having at least one combustion chamber 2, equipped with a fuel injection device 3, a fuel igniter 4, to which oxygen is supplied, and a heat exchanger for cooling the engine with hydrocarbon fuel.
Двигательная установка содержит также систему подачи топлива в двигатель, имеющую топливный бак 5 с углеводородным топливом, и турбонасосный агрегат 6, содержащий центробежный насос 7, вход которого связан с выходом топливного бака 5, и турбину 8, расположенную на одном валу 9 с центробежным насосом 7.The engine installation also includes a system for supplying fuel to the engine having a fuel tank 5 with hydrocarbon fuel, and a turbopump unit 6 containing a centrifugal pump 7, the inlet of which is connected to the output of the fuel tank 5, and a turbine 8 located on the same shaft 9 with the centrifugal pump 7 .
Двигатель 1 охлаждается углеводородным топливом, поступающим перед сжиганием в теплообменное устройство. Теплообменное устройство выполняется, например, в виде "рубашки" с каналами вдоль стенок камеры сгорания 2 (на чертеже показано условно в виде стрелок вдоль стенок камеры сгорания 2), вход 10 которого связан с выходом центробежного насоса 7. Вход 10 расположен в противоположном конце камеры сгорания 7 относительно воспламенителя 4.The engine 1 is cooled by hydrocarbon fuel entering the heat exchanger before combustion. The heat exchange device is, for example, in the form of a “shirt” with channels along the walls of the combustion chamber 2 (the drawing is conventionally shown as arrows along the walls of the combustion chamber 2), the input 10 of which is connected to the output of the centrifugal pump 7. The input 10 is located at the opposite end of the chamber combustion 7 relative to the igniter 4.
Устройство 8 для впрыска топлива содержит боковые топливные пилоны 11 с инжекторами и центральный топливный пилон 12 с инжекторами и связано с выходом теплообменного устройства.The fuel injection device 8 comprises side fuel pylons 11 with injectors and a central fuel pylon 12 with injectors and is connected to the output of the heat exchange device.
Двигательная установка согласно изобретению имеет в системе подачи топлива дополнительно автономный контур для подачи на турбину под давлением газообразного вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения. В качестве вещества, совместимого с углеводородным топливом в процессе горения, используют водород, который одновременно становится вторым компонентом топлива. Автономный контур включает шар-баллон 13 с водородом высокого давления, который через регулятор 14 расхода водорода и последующую турбину 8 турбонасосного агрегата связан параллельно со входом устройства 3 для впрыска топлива (непосредственно с пилонами 11 и 12), входом воспламенителя 4 и входом 10 теплообменного устройства для их охлаждения и защиты от коксоотложения.The propulsion system according to the invention has an additional autonomous circuit in the fuel supply system for supplying a gaseous substance compatible with hydrocarbon fuel to the turbine under pressure. As a substance compatible with hydrocarbon fuel in the combustion process, hydrogen is used, which simultaneously becomes the second component of the fuel. The autonomous circuit includes a balloon ball 13 with high-pressure hydrogen, which is connected in parallel with the input of the fuel injection device 3 (directly to the pylons 11 and 12), the igniter 4 and the input 10 of the heat exchanger through the hydrogen flow regulator 14 and the subsequent turbine 8 of the turbopump unit for their cooling and protection against coke deposition.
Двигательная установка имеет в системе подачи топлива также внешний замкнутый контур 15, для аварийной защиты стенок камеры сгорания 2 от перегрева, вход которого связан с выходом 16 теплообменного устройства, а выход через последовательно расположенные клапан 17 аварийной защиты и сопло 18 соединен с атмосферой (вне камеры сгорания), и другой внешний замкнутый контур 19 для осуществления распределения топлива по поясам подачи на дозвуковом и сверхзвуковом режимах горения, вход которого связан с выходом 16 теплообменного устройства, а выход с устройством 3 впрыска топлива (непосредственно с пилонами 11 и 12) и воспламенителем 4 через параллельно соединенные клапаны 20 и 21.The propulsion system also has an external closed loop 15 in the fuel supply system for emergency protection of the walls of the combustion chamber 2 from overheating, the input of which is connected to the output 16 of the heat exchanger, and the output is connected through the sequentially located emergency protection valve 17 and the nozzle 18 to the atmosphere (outside the chamber combustion), and another external closed loop 19 for distributing fuel among the supply belts in subsonic and supersonic combustion modes, the input of which is connected to the output 16 of the heat exchange device, and the output to a fuel injection device 3 (directly with pylons 11 and 12) and an igniter 4 through valves 20 and 21 connected in parallel.
Двигательная установка работает следующим образом.The propulsion system operates as follows.
При запуске двигателя водород высокого давления из шара-баллона 13 поступает на турбину 8 турбонасосного агрегата 6. Давление газообразного водорода приводит в действие турбину 8, которая запускает насос 7, и углеводородное топливо из топливного бака 5 поступает на вход 10 в теплообменное устройство и далее к устройству 3 впрыска топлива. Газообразный водород с выхода турбины 8 вместе с кислородом поступает на вход воспламенителя 4, где генерируется дежурный факел пламени, воспламеняющий углеводородное топливо и водород на пилонах 11 и 12, что приводит к запуску двигателя.When the engine is started, high-pressure hydrogen from the balloon ball 13 enters the turbine 8 of the turbopump assembly 6. The hydrogen gas pressure drives the turbine 8, which starts the pump 7, and the hydrocarbon fuel from the fuel tank 5 enters the inlet 10 to the heat exchanger and then to device 3 fuel injection. Hydrogen gas from the output of the turbine 8, together with oxygen, enters the inlet of the igniter 4, where a standby flame is generated, igniting hydrocarbon fuel and hydrogen on pylons 11 and 12, which leads to engine starting.
Водород для ГПВРД совместим с углеводородным топливом в процессе горения и дополнительно стабилизирует процесс горения при сверхзвуковом режиме горения путем взаимодействия вихревой зоны от устройства 3 впрыска углеводородного топлива с дежурным факелом пламени, выходящим из воспламенителя 9. Водород, поступающий в теплообменник, препятствует коксоотложению в тракте теплообменникаThe hydrogen for the scramjet engine is compatible with hydrocarbon fuel during combustion and additionally stabilizes the combustion process during supersonic combustion by interacting the vortex zone from the hydrocarbon fuel injection device 3 with a standby flame torch exiting the igniter 9. The hydrogen entering the heat exchanger prevents coke deposition in the heat exchanger path
Углеводородное топливо и водород через вход 10 поступают в теплообменное устройство, где, проходя по нему, охлаждают стенки камеры сгорания 2, нагреваются за счет омывающего их газа, собираются в выходном коллекторе на выходе 16. При перегреве стенок камеры сгорания 7, когда стенки камеры сгорания нагреваются настолько, что возможна аварийная ситуация из-за повреждения стенок камеры сгорания, срабатывает клапан 17 аварийной защиты и часть топлива или все топливо, в зависимости от температуры стенок камеры сгорания 2, сбрасывается по магистрали контура 15 через сопло 18 в атмосферу, минуя тракт камеры сгорания 2. Горение прекращается и стенки камеры 2 охлаждаются.Hydrocarbon fuel and hydrogen through the inlet 10 enter a heat exchange device, where, passing through it, they cool the walls of the combustion chamber 2, are heated by the gas washing them, are collected in the output manifold at the outlet 16. When the walls of the combustion chamber 7 are overheated, when the walls of the combustion chamber they are heated so much that an emergency situation is possible due to damage to the walls of the combustion chamber, the emergency protection valve 17 and part of the fuel or all fuel, depending on the temperature of the walls of the combustion chamber 2, are triggered and circuit 15 through the nozzle 18 into the atmosphere, bypassing the path of the combustion chamber 2. Combustion stops and the walls of the chamber 2 are cooled.
В зависимости от скорости и высоты полета, оказывающих влияние на расход воздуха, по замкнутому контуру 19 углеводородное топливо с выхода 16 может поступать одним потоком к инжекторам, расположенным на пилонах 11 устройства 3 для впрыска топлива, или двумя потоками: одним потоком к инжекторам на центральном пилоне 12 и на боковых стенках 22, другим - к инжекторам на боковых пилонах 11, и затем сгорать в тракте камеры сгорания.Depending on the speed and altitude of the flight, which affect the air flow rate, the closed loop 19 hydrocarbon fuel from the outlet 16 can flow in one stream to the injectors located on the pylons 11 of the device 3 for fuel injection, or in two streams: one stream to the injectors on the central pylon 12 and on the side walls 22, the other to the injectors on the side pylons 11, and then burn in the path of the combustion chamber.
При скорости полета при числе Маха 4,5, по сигналу датчика скорости полета открывается клапан 21 и углеводородное топливо начинает поступать в камеру сгорания одним потоком и сгорает в режиме дозвукового горенияAt a flight speed with a Mach number of 4.5, valve 21 opens according to the signal of the flight speed sensor and hydrocarbon fuel begins to enter the combustion chamber in a single stream and burns in the subsonic combustion mode
При увеличении скорости полета до числа Маха 5,5 по сигналу от датчика скорости полета открываются оба клапана 21 и 22 и углеводородное топливо начинает поступать в камеру сгорания двумя потоками и сгорает в режиме сверхзвукового горения.When the flight speed increases to Mach number 5.5, both valves 21 and 22 are opened by a signal from the flight speed sensor and hydrocarbon fuel begins to enter the combustion chamber in two streams and burns out in supersonic combustion mode.
Увеличения массы предлагаемой двигательной установки, по сравнению с прототипом из-за дополнительной установки шара-баллона с водородом высокого давления, не произойдет, так как дополнительная масса шара-баллона компенсируется за счет снижения массы турбонасосного агрегата 2 и подводящих трубопроводов, работающих на водороде, обладающем высокой работоспособностью при низкой температуре. Так будет потому, что, как указывалось выше, в прототипе, турбина работает на продуктах испарения и разложения топлива, имеющих высокую температуру и давление. Поэтому для подвода горячих продуктов разложения топлив из системы охлаждения к турбине и направления его в камеру сгорания после турбины требуются теплоизолированные коллекторы и трубы, масса которых значительно больше, чем в предлагаемой двигательной установке. Кроме того, введение водорода в камеру сгорания в предлагаемой двигательной установке интенсифицирует процесс горения топлива и увеличивает тягу двигателя. Это позволяет уменьшить длину камеры сгорания по сравнению с прототипом, что также снижает массу предлагаемой двигательной установки, а за счет увеличения тяги при сжигании водорода уменьшается относительная масса предлагаемой двигательной установки.An increase in the mass of the proposed propulsion system, in comparison with the prototype, due to the additional installation of the balloon balloon with high pressure hydrogen, will not occur, since the additional mass of the balloon balloon is compensated by reducing the mass of the turbopump unit 2 and the supply pipelines operating on hydrogen having high performance at low temperature. This will be because, as mentioned above, in the prototype, the turbine operates on the products of evaporation and decomposition of fuel having high temperature and pressure. Therefore, to supply hot products of the decomposition of fuels from the cooling system to the turbine and direct it to the combustion chamber after the turbine, heat-insulated manifolds and pipes are required, the mass of which is much greater than in the proposed engine installation. In addition, the introduction of hydrogen into the combustion chamber in the proposed engine installation intensifies the process of burning fuel and increases engine thrust. This allows you to reduce the length of the combustion chamber compared with the prototype, which also reduces the mass of the proposed propulsion system, and by increasing the thrust during combustion of hydrogen, the relative mass of the proposed propulsion system decreases.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005104904/06A RU2287076C1 (en) | 2005-02-24 | 2005-02-24 | Engine plant of hypersonic craft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005104904/06A RU2287076C1 (en) | 2005-02-24 | 2005-02-24 | Engine plant of hypersonic craft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005104904A RU2005104904A (en) | 2006-08-10 |
| RU2287076C1 true RU2287076C1 (en) | 2006-11-10 |
Family
ID=37059011
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005104904/06A RU2287076C1 (en) | 2005-02-24 | 2005-02-24 | Engine plant of hypersonic craft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2287076C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2368794C1 (en) * | 2008-03-26 | 2009-09-27 | Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Gas turbine engine fuel feed system |
| RU2508460C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Extra-terrestrial power plant with computer-aided energy conversion |
| RU2635757C1 (en) * | 2016-10-13 | 2017-11-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of control of ramjet engine of winged rocket |
| CN109540526A (en) * | 2018-12-09 | 2019-03-29 | 西安航天动力试验技术研究所 | One kind is for turbine ejection system in the direct-connected test of punching engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1377604A (en) * | 1962-10-08 | 1974-12-18 | France Armed Forces | Gas generators for rocket engines |
| GB1392781A (en) * | 1973-01-23 | 1975-04-30 | Texaco Development Corp | Reaction propulsion engine and method of operation |
| US4118929A (en) * | 1976-11-09 | 1978-10-10 | Sharpe Thomas H | Impaction augmented jet engine |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2121070C1 (en) * | 1996-11-22 | 1998-10-27 | Омский государственный технический университет | Hypersonic ramjet engine |
-
2005
- 2005-02-24 RU RU2005104904/06A patent/RU2287076C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1377604A (en) * | 1962-10-08 | 1974-12-18 | France Armed Forces | Gas generators for rocket engines |
| GB1392781A (en) * | 1973-01-23 | 1975-04-30 | Texaco Development Corp | Reaction propulsion engine and method of operation |
| US4118929A (en) * | 1976-11-09 | 1978-10-10 | Sharpe Thomas H | Impaction augmented jet engine |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2121070C1 (en) * | 1996-11-22 | 1998-10-27 | Омский государственный технический университет | Hypersonic ramjet engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЭКСПРЕСС-ИНФОРМАЦИЯ, № 40, Москва, ЦИАМ, 2002, с.6-8. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2368794C1 (en) * | 2008-03-26 | 2009-09-27 | Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Gas turbine engine fuel feed system |
| RU2508460C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Extra-terrestrial power plant with computer-aided energy conversion |
| RU2635757C1 (en) * | 2016-10-13 | 2017-11-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of control of ramjet engine of winged rocket |
| CN109540526A (en) * | 2018-12-09 | 2019-03-29 | 西安航天动力试验技术研究所 | One kind is for turbine ejection system in the direct-connected test of punching engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005104904A (en) | 2006-08-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20240053017A1 (en) | Micro-turbine gas generator and propulsive system | |
| US7389636B2 (en) | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle | |
| US7900436B2 (en) | Gas-generator augmented expander cycle rocket engine | |
| US3323304A (en) | Apparatus for producing high temperature gaseous stream | |
| RU2674172C1 (en) | Turbo engine and method for operation thereof | |
| US5129227A (en) | Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles | |
| KR102161996B1 (en) | Engine | |
| US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
| US10927793B2 (en) | Engine for hypersonic aircrafts with supersonic combustor | |
| US11143144B2 (en) | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system | |
| RU2287076C1 (en) | Engine plant of hypersonic craft | |
| US3382679A (en) | Jet engine with vaporized liquid feedback | |
| RU2742515C1 (en) | Compound propulsion system of reusable first stage launcher | |
| RU2645373C1 (en) | Turbo-jet engine and control method thereof | |
| RU2378166C1 (en) | Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine | |
| RU2451202C1 (en) | Method of augmenting liquid-propellant rocket engine thrust and liquid-propellant rocket engine | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| KR102863651B1 (en) | Liquid rocket engine capable of multi-ignition | |
| US12259134B2 (en) | Hydrogen liquid oxygen combined cycle engine | |
| US20250270970A1 (en) | Thermal management for ramjet-rdre configuration of rbcc | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines | |
| RU2531831C1 (en) | Liquid fuel rocket motor | |
| RU2514582C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU174498U1 (en) | POWER INSTALLATION OF A HYPERSONIC AIRCRAFT | |
| Huntley et al. | Altitude performance investigation of two flame-holder and fuel-system configurations in short afterburner |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200225 |