Спосіб подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата

Спосіб подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата, що включає ви тіснення палива з паливного бака під дією тиску газа, який подається в бак, і подальше переміщення палива по паливному трубопроводу в камеру згоряння двигуна, який відрізняється тим, що паливо подають в камеру згоряння по трубопроводу, виконаному в вигляді спіралі, наприклад в вигляді просторової спіралі. 2. Спосіб подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата за п. 1, який відрізняється тим, що газ подають в паливний бак по трубопроводу, виконаному в вигляді спіралі, наприклад в вигляді просторової спіралі. Винахід відноситься до авіаційної та ракетної галузей і може бути використаний при подачі компонентів палива з паливних баків в камеру згоряння двигуна та для керування польотом ракети на рідких компонентах палива , літака з рідинним ракетним двигуном і т.п. В сучасній ракетній та авіаційній техніці одним із шляхів покращення енергомасових характеристик літального апарата і його двигунної установки є мінімізація витрат компонентів палива при забезпеченні необхідних параметрів польоту літального апарата. Найближче за все до запропонованого способу подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата (прототип) є спосіб подачі рідких компонентів палива в системі подачі палива з акумулятором стисненого газу, коли під дією тиску газа, який подають в паливні баки двигунної установки рідинної ракети, витісняють компоненти палива з паливних баків і переміщують в подальшому по трубопроводам подачі в камеру згоряння двигуна ["Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", під редакцією В.М.Кудрявцева, видавництво "Высшая школа", м. Москва , 1983р., стор. 453]. Однак при такому спо собі подачі компонентів палива в камеру горяння двигуна - складової частини двигунної установки присутні суттєві витрати компонентів палива на керування польотом рідинної ракети і конструкція камери згоряння ускладнена через застосування цієї камери згоряння для керування польотом ракети шляхом програмного відхилення вектора тяги камери згоряння. В основу винаходу поставлено задачу вдосконалення способу подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата для чого паливо подають в камеру згоряння по трубопроводу виконаному в вигляді спіралі, наприклад у вигляді просторової спіралі. Крім того газ подають в паливні баки по трубопроводу виконаному також у вигляді спіралі, наприклад у вигляді просторової спіралі. При застосуванні такого способу подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата з використанням трубопроводів подачі палива і газу у вигляді просторових спіралей, в умовах коли осі таких спіральних трубопроводів мають форму дуги кола, в паливі і газі за рахунок їхнього руху по таким трубопроводам збуджуються моменти від розподілених сил тиску, що діють з боку палива і газу на конструкцію їхніх тр убопроводів подачі. Момен (19) UA (11) 83249 (13) C2 (21) a200603677 (22) 03.04.2006 (46) 25.06.2008, Бюл.№ 12, 2008 р. (72) ЄРМОЛЕНКО ІВАН МИКОЛАЙОВИЧ, U A (73) ЄРМОЛЕНКО ІВАН МИКОЛАЙОВИЧ, U A (56) A DE, 10312486, F02M43/04, 09.09.2004 1-2 A GB, 722706, 26, 01.1955 1-2 A GB, 1043020, F02K, 21.09.1966 1-2 A GB, 1230657, F23R1/04, 05.05.1971 1-2 A RU, 2191914, F02K9/52, 27.10.2002 1-2 A RU, 2187753, F23D11/10, 20.08.2002 1-2 A US, 4817890, B64D37/04, 04.04.1989 1-2 A US, 2002/0069636, F02K9/72, 13.01.2002 1-2 A US, 2004/0068976, F02K9/72, 15.04.2004 1-2 D, A "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", под ред. В.М. Кудрявцева, Высшая школа, Москва, 1983г., С.453 3 83249 ти від розподілених сил тиску , які в такому разі діють на конструкцію самих трубопроводів і, відповідно, на конструкцію двигунної установки, діють і на літальний апарат в цілому. Для забезпечення можливості збудження одного з двох протилежних по напрямку своєї дії вище зазначених моментів в площині «тангаж» та одного з двох аналогічних моментів в площині «рискання» і таким чином для забезпечення керування польотом літального апарата в площинах «тангаж» , «рискання» на відтинку між паливним баком і камерою згоряння в одній зі своїх початкових точок по напрямку руху палива паливний трубопровід розгалужується на чотири просторових спіральних трубопроводи - по два просторових спіральних тр убопровода в кожній із зазначених площин з вигином їхніх дугоподібних осей для кожної пари цих просторових спіральних трубопроводів у двох взаємно протилежних напрямках - і в одній із наступних своїх точок по напрямку руха палива чотири просторових спіральних трубопровода знову з'єднуються в один трубопровід. Установлений в точці розгалуження трубопровода подачі палива на чотири просторових спіральних тр убопровода перемикач забезпечує спрямування в подальшому потока палива в напрямку камери згоряння двигуна через один з чотирьох спіральних трубопроводів і за рахунок цього забезпечує створення момента розподілених сил тиску в потрібному напрямку в одній із площин «тангаж», «рискання». Величина зазначеного момента визначається швидкістю руху палива по спіральному трубопроводу і сумарною масою палива в цьому спіральному трубопроводі. Аналогічно для збудження в трубопроводі подачі газу в паливний бак момента розподілених сил тиску потрібного спрямування зазначений трубопровід має подібне до трубопровода подачі палива розгалуження в чотирьох напрямках у вигляді просторових спіральних трубопроводів з осями цих спіральних у вигляді дуги кола. В точці розгалуження трубопровода подачі газа на чотири просторових спіральних трубопровода установлений перемикач, який забезпечує спрямування потока газу через один з чотирьох зазначених спіральних трубопроводів і таким чином забезпечує дію момента розподілених сил тиску на конструкцію трубопровода з боку газа в потрібному напрямку. Можливість здійснення такого способу подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата підтверджується залежністю між моментом сили (зовнішньої), що діє на оболонку тонкостінного гіроскопа з рідким наповнювачем в його осесиметричній внутрішній порожнині, та параметрами руху цього гіроскопа - інакше кажучи умовою стійкого обертання такого гіроскопа (з симетричною внутрішньою порожниною в ньому) навколо власної осі симетрії при вихровому русі рідини, яка обертається в зазначеній порожнині разом з оболонкою гіроскопа. Така залежність наведена в [книзі «Гироскоп. Теория и применение», К.Магн ус, видавництво «Мир», м. Москва, 1974р., стор. 265, формула 6.26] (для випадку, коли масою оболонки гіроскопа можна знехтувати): (CM-AM)-w230³G×s; 4 де : G×s = Μ - момент сил (зовнішніх), що діє на гіроскоп в площині, в якій лежить, скріплена з центром маси рідини і оболонкою гіроскопа, вісь Ζ декартової системи координат; См -момент інерції рідини, що знаходиться у внутрішній осесиметричній порожнині гіроскопа, відносно, скріпленої з центром маси цієї рідини і оболонкою гіроскопа, осі Ζ декартової системи координат; Ам -момент інерції рідини, що знаходиться у внутрішній осесиметричній порожнині гіроскопа, відносно, скріпленої з центром маси цієї рідини і оболонкою гіроскопа, осі X декартової системи координат; w30-кутова швидкість обертання рідини, що знаходиться у внутрішній осесиметричній порожнині гіроскопа, відносно власної осі симетрії гіроскопа ( осі Ζ декартової системи координат); Аналіз наведеної вище формули дозволяє зробити висновок, що у випадку зі сплюснутою (відносно власної осі симетрії гіроскопа, тобто відносно осі Z) оболонкою тонкостінного гіроскопа з рідким наповнювачем розподілені сили тиску рідкого наповнювача цього гіроскопа створюють стабілізуючий момент на оболонці гіроскопа в процесі дії на гіроскоп певного (зовнішнього) збурення, тобто в процесі деякого кутового переміщення гіроскопа під впливом цього збурення. До того ж стабілізуючий момент відцентрових сил рідкого наповнювача гіроскопа пропорційний ω2 і, очевидно, близький до величини: ( См -Ам )×w230. Зазначений вище висновок також наведений і проілюстрований в [книзі «Гироскоп. Теория и применение», К.Магн ус на стор. 265], а саме: «...Физическое объяснение установленного факта можно усмотреть в том, что в случае сплюснутой оболочки (гироскопа) распределенные силы давления жидкости создают стабилизирующий момент, а в случае вытянутой оболочки -опрокидывающий. Результирующие составляющие центробежных сил жидкости накладывают на оболочку (гироскопа) момент, знак которого зависит от ее формы. Момент пропорционален ω2,...». З цього витікає, що умовно прийнявши перший виток просторового спірального трубопровода подачі палива або газу за початкове положення наповненої рідиною (газом) сплюснутої оболонки тонкостінного гіроскопа, а наступний (по напрямку руху рідини або газу) виток цього спірального трубопровода, роташований за рахунок дугоподібної осі цього спірального трубопровода в площині нахиленій під відмінним від нуля кутом до площини першого витка спірального трубопровода, за наступне після певного збурення положення, наповненої рідиною або газом, сплюснутої оболонки тонкостінного гіроскопа, тоді отримаємо пристрій для генерування стабілізуючого моменту розподілених сил тиску, діючи х на конструкцію пристрою з боку рідини (газу), та принцип дії цього пристрою, оснований на русі рідини (газу) по просторовому спіральному трубопроводу, вісь якого має форму дуги кола. В ракеті на рідких компонентах палива застосування для подачі палива в камеру згоряння двигуна та для подачі газу в паливні баки трубопроводів виконаних в вигляді просторових спіралей, в 5 83249 умовах коли осі таких спіральних трубопроводів мають форму дуги кола, дозволить при польоті ракети генерувати в необхідному для цього напрямку моменти від розподілених сил тиску за рахунок руху палива (газу) по цим трубопроводам і таким чином дозволить забезпечити керування кутовою орієнтацією ракети і, як наслідок, - дозволить зняти функцію керування польотом ракети із складної по своїй конструкції камери згоряння двигуна. А так як в сучасній ракетній техніці для керу Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 6 вання польотом ракети застосовується відхилення вектора тяги камери згоряння двигуна від повздовжньої осі ракети, а це відхилення вектора тяги власне і викликає непродуктивні витрати палива, то запропонований мною спосіб подачі палива в камеру згоряння двигуна літального апарата (ракети) і дозволяє зменшити сумарні витрати палива за рахунок частки палива, яка в сучасній ракетній техніці спрямовується на керування польотом ракети. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601