Ракетно-прямоточний двигун

1. Ракетно-прямоточний двигун, що містить повітрозахоплювач, камеру згоряння з соплом та енергетичний відсік з паливом, який відрізняє ться тим, що енергетичний відсік з паливом виконано у вигляді газогенератора з зарядом твердого палива, камера згоряння з 3 30542 числа Маху 8. До цього інтервалу швидкостей й після його проходження двигун працює як ракетний, коли до камери згоряння подаються обидва компоненти палива. Конструктивно двигун містить: осьовий повітрозахоплювач, камеру згоряння з соплом, довкола якої розміщено баки з компонентами палива. Недоліком такого рішення є доволі низький рівень питомих характеристик на ракетному режимі з огляду на низький рівень тиску робочого тіла в камері згоряння, який пов'язаний з рівнем динамічного опору по траєкторії польоту. Крім того, при старті чи по ракетній схемі (вертикально), чи по літаковій (горизонтально) ефективний політ на прямоточному режимі буде здійснюватися при досить великих кутах а таки у заздалегідь визначеному напрямку, а саме у вертикальній площині. Тому саме в цьому напрямі має сенс розташувати повітрозахоплювач. В основу корисної моделі, що пропонується, поставлена задача удосконалення конструкції прямоточно-ракетного двигуна таким чином, щоб підвищити його ефективність в цілому за рахунок іншої форми повітрозахоплювача та камери згоряння, взаємного розташування елементів двигуна та їх взаємодії, а саме: - енергетичний відсік з паливом виконано у вигляді газогенератора з зарядом твердого палива, - камера згоряння розміщена по осі газогенератора, частково охоплюючи його, - камера згоряння розміщена по осі газогенератора із можливістю зворотнопоступального переміщення вздовж осі газогенератора, - повітрозахоплювач розміщено збоку камери згоряння, - повітрозахоплювач виконано у вигляді пари аеродинамічних стабілізаторів із поворотною заслінкою, - заслінка спроможна рухатись проміж вказаних стабілізаторів, - заслінка рухається над профільованим отвором в стінці камери згоряння. Така конструкція забезпечує мінімально можливі габарити двигуна на усіх режимах роботи, найлегшу конструкцію камери згоряння, оскільки вона навантажується лише на прямоточному режимі роботи: на ракетному режимі камера згоряння охоплює газогенератор і не приймає участі в створенні тяги, високий рівень питомих характеристик на ракетному режимі, оскільки тиск у газогенераторі не пов'язаний із параметрами траєкторії й може бути значно вищім. Поставлена задача вирішується таким чином, що в запропонованій конструкції ракетнопрямоточного двигуна енергетичний відсік з паливом виконано у вигляді газогенератора з зарядом твердого палива, камера згоряння з профільованим отвором в її стінці розміщена по осі газогенератора, частково охоплюючи його, із можливістю зворотно-поступового переміщення вздовж осі газогенератора, а повітрозахоплювач розміщено збоку камери згоряння, причому його виконано у вигляді пари аеродинамічних 4 стабілізаторів із поворотною заслінкою, спроможною рухатись проміж вказаних стабілізаторів над профільованим отвором в стінці камери згоряння. Заряд твердого палива має по часу роботи змінну складову частку окиснювача для забезпечення допалювання продуктів згоряння газогенератору киснем повітря, що проходить через камеру згоряння двигуна одночасно з продуктами згоряння газогенератора. Для пояснення запропонованої конструкції ракетно-прямоточного двигуна додаються креслення та її детальний опис. На кресленнях зображено: На Фіг.1 Загальний вид ракетнопрямоточного двигуна при старті у ракетному режимі; На Фіг.2 Загальний вид ракетнопрямоточного двигуна в польоті у прямоточному режимі. На Фіг.3 - Вид на повітрозахоплювач ракетнопрямоточного двигуна в польоті у прямоточному режимі. В польоті у ракетному режимі ракетнопрямоточний двигун приймає найбільш компактний вигляд (Фіг.1). Газогенератор 1 максимально охоплюється камерою згоряння 2 з соплом 3. Гази, що виробляються газогенератором, проходять безпосередньо через сопло 3, утворюючи тягу при найменших швидкостях. Повітрозахоплювач 4 виглядає як пара стабілізаторів. У перерізі газогенератора показано секції заряду з різною часткою окиснювача: секція 6 повного згоряння для ракетного режиму роботи та секція 7 для генерації солодкого газу, який буде допалено киснем повітря на прямоточному режимі. При досягненні швидкості, достатньої для початку ефективної роботи із використанням атмосферного повітря, двигун приймає конфігурацію прямоточного режиму (Фіг.2). Для цього камера згоряння 2 переміщується вздовж газогенератору 1, заслінка 5 повертається проміж пари стабілізаторів, утворюючи тракт подачі повітря до камери згоряння 2. На Фіг.3 більш детально показано повітрозахоплювач 4, який утворюється для польоту на прямоточному режимі правим 41 та лівим 42 стабілізаторами та поворотною заслінкою 5, яка може повертатись над профільованим отвором в стінці камери згоряння 2. Запропонована конструкція забезпечує мінімально можливі габарити двигуна на усіх режимах роботи, найлегшу конструкцію камери згоряння та високий рівень питомих характеристик на ракетному режимі. Джерела інформації 1. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг. Справочник./ Под редакцией Карпенко А.В. - СПб: ПИКА Ltd, 1993 - 180 с: ил. 2. Патент США 5161761 від 09.03.1993, MПK F02K 7/18 3. Патент США 5787703 від 04.08.1998, МПК F02K 7/18 4. Заявка Японії 2007100694 від 19.04.2007, МПК F02K 7/18 5 5. Патент США 5224344 від 06.06.1993, МПК F02K 9/28 30542 6