Двигатель для летательного аппарата
Владельцы патента RU 2323362:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") (RU)
Двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания и форсажную камеру. Двигатель дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части. Устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на дозвуковых скоростях полета и снизить вес. 1 з.п. ф-лы., 4 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов.
Известен двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный прямоточным в виде кольцевого канала наружный контур и внутренний контур с компрессором, соединенным с устройством для его привода, и с камерой сгорания, форсажную камеру и реактивное сопло, при этом компрессор установлен с возможностью его поворота относительно продольной оси двигателя на угол от 80° до 100° (см. патент RU №2239079, Кл. F02K 3/02, опубл. 27.10.2004).
Достоинством такого двигателя является достаточно высокая величина тяги на больших сверхзвуковых скоростях полета. Однако такой двигатель недостаточно экономичен на дозвуковых скоростях полета и на режиме посадки и имеет большую себестоимость и значительный вес из-за наличия механизмов и агрегатов, обеспечивающих поворот компрессора.
Технический результат предложенного изобретения - повышение экономичности двигателя на дозвуковых скоростях полета и снижение веса.
Указанный технический результат достигается тем, что двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания и форсажную камеру, согласно изобретению дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части.
Устройство для привода компрессора может быть выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура, что упрощает компоновку двигателя на самолете.
На фиг.1 изображен схематично двигатель, вид сбоку;
на фиг.2 - узел I фиг.1 в увеличенном масштабе; положение обтекателя при работе двигателя в полете на дозвуковых скоростях;
на фиг.3 - узел I фиг.1 в увеличенном масштабе; положение обтекателя при работе двигателя на взлете и сверхзвуковых скоростях полета;
на фиг.4 - сечение А-А фиг.2
Двигатель для летательного аппарата (самолета) содержит внешний контур, выполненный прямоточным в виде кольцевого канала 1 и внутренний контур 2. Внутренний контур 2 содержит осевой компрессор 3, обтекатель, состоящий из неподвижной части 4 и подвижной части 5, и камеру сгорания 6. Также двигатель содержит общие входное устройство 7, форсажную камеру 8 и реактивное сопло 9, а также регулируемую заслонку 10, закрепленную на стенке внутреннего контура с возможностью перемещения - обеспечения доступа (или перекрытия) воздуха из входного устройства 7 в кольцевой канал 1. Заслонка 10 перемещается при помощи известных устройств, например гидромотора. Устройство 11 для привода компрессора 3 выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура и содержащего входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину, выходное устройство. Отработанные газы за турбиной делятся на два потока и выбрасываются в атмосферу через два выходных устройства по бортам мотогондолы (на чертеже не показана). Поскольку схема газотурбинного двигателя для привода компрессора 3 стандартная, его составные элементы на чертеже позициями не обозначены. Осевой компрессор 3 расположен на одном валу 12 с устройством 11 для его привода. Неподвижная и подвижная части 4, 5 обтекателя выполнены телескопическими. Неподвижная часть 4 обтекателя закреплена на стенке внутреннего контура 2, например, при помощи полых стоек 13. Подвижная часть 5 обтекателя имеет возможность перемещения (выдвижения) по продольной оси двигателя в сторону камеры сгорания 6. Перемещение подвижной части 5 обтекателя осуществляется при помощи гидроцилиндра 14, расположенного внутри обтекателя.
Двигатель работает следующим образом.
На взлетном режиме (см. фиг.1) кольцевой канал 1 закрыт заслонкой 10. При запуске двигателя газотурбинный двигатель, работающий по стандартной схеме, раскручивает компрессор 3 до взлетных оборотов. Воздух, поступивший во внутренний контур 2, попадает в компрессор 3, сжимается и под давлением в 3,55 кг/см2, минуя камеру сгорания 6 (подвижная часть обтекателя находится в исходном положении, т.е. убрана в неподвижную часть 4 для уменьшения гидравлического сопротивления внутреннего контура 2), поступает в форсажную камеру 8. Образующаяся в форсажной камере 8 газовоздушная смесь истекает через реактивное (регулируемое сверхзвуковое) сопло 9, создавая необходимую тягу для взлета.
При наборе определенной дозвуковой скорости и высоты полета (например, перегон самолета на другой аэродром над густонаселенными местами или несение боевого дежурства в воздухе) форсажная камера 8 отключается и включается камера сгорания 6. При этом подвижная часть 5 обтекателя гидроцилиндром 14 выдвигается из неподвижной части 4 и перемещается к камере сгорания 6, при этом стенка подвижной части 5 обтекателя в выдвинутом положении располагается относительно стенки камеры сгорания 6 с зазором δ, обеспечивающим прохождение большей части воздуха через камеру сгорания 6; меньшая часть воздуха, проходящего через этот зазор δ, используется для охлаждения стенок камеры сгорания (см. фиг.4). Летательный аппарат летит на дозвуковой скорости с малым расходом топлива.
Для разгона до больших сверхзвуковых скоростей полета вновь включают форсажную камеру 8, отключают камеру сгорания 6, подвижная часть 5 обтекателя перемещается в исходное положение (убирается в неподвижную часть 4). Воздух, минуя камеру сгорания 6, поступает в форсажную камеру 8.
При разгоне летательного аппарата до скорости, соответствующей числу М=2,5, заслонка 10 открывает кольцевой канал 1, и часть воздуха, минуя компрессор 3, поступает в форсажную камеру 8, т.е. двигатель переходит на прямоточный режим работы, что позволяет разогнаться летательному аппарату (самолету) до больших сверхзвуковых скоростей полета. При прямоточном режиме изменяются углы установки лопаток спрямляющего аппарата компрессора 3 известными средствами для уменьшения гидравлического сопротивления внутреннего контура 2.
Устройство для привода 11 компрессора 3 - газотурбинный двигатель - работает весь полет. После перехода двигателя на прямоточный режим работы обороты газотурбинного двигателя 11 снижаются, и он исполняет роль вспомогательной силовой установки, обеспечивая энергетикой все системы самолета и двигателя.
Для завершения полета все происходит в обратном порядке. Самолет совершает посадку при работе камеры сгорания 6 с выключенной форсажной камерой 8 и работающим в штатном режиме компрессоре 3.
Очевидно, что возможны варианты, когда каждый контур двигателя имеет свое входное устройство, форсажную камеру и реактивное сопло.
1. Двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания, и форсажную камеру, отличающийся тем, что дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части.
2. Двигатель для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура.
