Газожидкостный реактивный двигатель

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при разработке силовой установки самолета и других летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Газожидкостный реактивный двигатель содержит входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, согласно изобретению наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров, смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора. Изобретение обеспечивает уменьшение удельного расхода топлива путем принципиального изменения конструктивной схемы двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при разработке силовых установок самолетов и других летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями.

Важнейшей характеристикой всех воздушно-реактивных двигателей является экономичность двигателя, выражаемая удельным расходом топлива в кг на 1 кг тяги в единицу времени.

Основным недостатком всех воздушно-реактивных двигателей является большой удельный расход топлива СR и возрастание его от скорости полета.

Из множества конструктивных схем воздушно-реактивных двигателей к данной разработке наиболее близко подходят двухконтурные турбореактивные (турбовентиляторные) двигатели со смешением газов (ДТРД) и турбореактивные двигатели с прямоточным контуром (турбопрямоточные, ТРДП).

Аналогом газожидкостного реактивного двигателя (ГЖРД) служит турбореактивный двигатель с прямоточным контуром (ТРДП), который отличается тем, что в ТРДП перед выходом из общего сопла отсутствует преобразование сверхзвукового потока газа в дозвуковой, что обусловлено необходимостью, чтобы на всех режимах работы двигателя скорость W5 истечения газов из сопла была больше скорости полета V, a в ГЖРД динамическая составляющая тяги из-за потери количества движения в спутной струе может иметь и отрицательную величину при большом преобладании статической составляющей тяги от использования энергии торможения сверхзвукового потока газа для преобразования ее на повышение статического давления газа на сужающемся участке камеры смешения и в расширяющемся дозвуковом сопле.

Прототипом газожидкостного реактивного двигателя (ГЖРД) является двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД) со смещением газов (патент RU 2150593, 2000, F02K 1/36, 5 с), который отличается тем, что в ДТРД смешение газов происходит на дозвуковых режимах течения с использованием, как и во всех классических двигателях, силы реакции от ускорения газового потока, то есть от отталкивания массы дозвукового потока газа с падением статического давления в сужающемся сопле, а в ГЖРД смешение газов производится на сверхзвуковых режимах течения и в камере смешения, отслеживающей предписания первого закона термодинамики с использованием энергии от торможения сверхзвукового потока смешанного газа, и с возрастанием статического давления как на сужающемся участке камеры, так и в расширяющемся дозвуковом сопле.

Недостатком известных решений является большой удельный расход топлива и возрастание его от скорости полета.

Технической задачей данной разработки является устранение этого недостатка путем совмещения наружного контура двигателя с наружным контуром мотогондолы самолета и создания силовой установки самолета принципиально нового типа.

Поставленная задача решается следующим образом: газожидкостный реактивный двигатель содержит входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, согласно изобретению наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора.

Конструктивная схема газожидкостного реактивного двигателя как идеального двигателя с общим расходом воздуха G1+G2=2 кг/сек при степени двухконтурности m=1 в стартовых условиях представлена на чертеже.

G1 - расход воздуха через внутренний контур.

G2 - расход воздуха через наружный контур. G2=mG1.

Газожидкостный реактивный двигатель состоит из входного устройства 1 с кольцевым воздухозаборником наружного контура 2, внутреннего контура 3 в виде газотурбинного двигателя, камеры смешения с переходным участком 4, изохорическим участком выравнивания скоростей 5, изотермическим участком выравнивания статических давлений 6, адиабатным участком 7, из устройства преобразования сверхзвукового потока газа в дозвуковой 8 и выхлопного сопла 9.

Атмосферный воздух, служащий газообразным компонентом топлива, выполняющий роль окислителя и рабочего тела, при работе двигателя поступает через кольцевой воздухозаборник дозвуковым потоком во входное устройство 1. Во входном устройстве поток воздуха разделяется на поток, поступающий в наружный контур 2, и поток, поступающий в газотурбинный двигатель внутреннего контура 3. Под действием конструктивно заложенного перепада давлений между атмосферным, как полным давлением воздуха во входном устройстве и статическим давлением на выходе из сверхзвукового сопла внутреннего контура 3 поток газа наружного контура 2 ускоряется по законам газодинамики до геометрически заложенного сверхзвукового режима течения на входе в камеру смешения и после смешения по предписаниям уравнений полного входного импульса и первого закона термодинамики сверхзвуковой поток смешанного газа с полным давлением, превышающим необходимое для критического перепада давлений по отношению к окружающему атмосферному, входит в адиабатный участок торможения 7 и переходит в устройство преобразования сверхзвукового потока в дозвуковой 8 и далее истекает дозвуковым потоком из расширяющегося выхлопного сопла 9, выполняющего роль диффузора.

В отличие от камер смешения всех известных конструктивных схем воздушно-реактивных двигателей, в которых камеры смешения конструируются произвольным подстраиванием под диаметр выходного сечения наружного контура, исходя ив требований и условий компоновки силовой установки на самолете, максимальный диаметр смесительной камеры газожидкостного реактивного двигателя определяется из площади Sk поперечного сечения камеры Sk=S11+S21, где S11 - площадь поперечного сечения струи газов внутреннего контура при скорости W3 смешенного газа, определяемой из уравнения полного входного импульса для цилиндрической камеры, S21 - площадь поперечного сечения струи газов наружного контура при этой же скорости W3.

- простые уравнения расходов, применяемые в нединамических расчетах, и они же уравнения состояния для движущихся со скоростью W3 газов, так как в которых - есть удельный объем.

Т11 - статическая температура внутреннего газа перед началом передач энергии наружному газу при скорости W3.

T21 - статическая температура наружного газа перед началом получения энергии от внутреннего газа при скорости W3

- известное и общедоступное уравнение газовой динамики, связывающее полную температуру газа со статической температурой и его скоростью течения.

- тепловой эквивалент работы.

Ср - теплоемкость газа при постоянном давлении.

Т3 - статическая температура полносмешанного газа.

- полная температура смешанного газа, где и - полные температуры газа внутреннего и наружного контуров соответственно.

- также общеизвестные и общедоступные выражения термодинамики и газовой динамики.

и - полное давление газа внутреннего и наружного контуров, соответственно. P11 и P21 - статическое давление газа, соответственно, внутреннего и наружного контуров при скорости W3 и температуре T11 и T21.

По закону термодинамики передаваемая от одного газа к другому энергия складывается из энергии, передаваемой в виде внутренней энергии и энергии, передаваемой в виде работы. Передача внутренней энергии возможна только в изохорном процессе, при v=const T≠const P≠const. Поэтому в камере смешения предусмотрен цилиндрический участок, обеспечивающий v=const, т.к. W·S есть объем. Передача энергии в виде работы возможна только при изменении удельного объема v при какой-то постоянной статической температуре газа T12 и T22 конца изохорного процесса внутреннего и наружного контуров, соответственно, т.е. при T12=const T22=const v≠const P≠const. Передача энергии с изменением удельного объема смешиваемых газов может происходить и после выравнивания давления в конце изотермических процессов с температурой T12 и Т22 конца изохорных процессов при выравненном постоянном статическом давлении Р3 с выравниванием статических температур T12 и Т22, то есть при P3=const v≠const T≠const. Ho тогда камера смешения с проходным сечением конца изотермического процесса имела бы конструктивно неприемлемую длину.

Поскольку на тягу двигателя влияют только статическое давление и скорость истечения смешанного газа, адиабатный участок выполнен продолжением сужающегося канала до критического сечения.

По статической температуре Т3, соответствующей скорости W3, на основе уравнения расхода и с использованием газодинамической функции π(λ3) определяется полное давление смешанного газа с выровненными скоростями W3 и выровненными статическими давлениями Р3, но не выровненными статическими температурами газов Т12 и T22 внутреннего и наружного контуров, соответственно. По полному давлению смешанного газа определяется площадь критического сечения Skp камеры смешения

где q(λkp) - газодинамическая функция при λкр=1.

Оптимальные углы наклона образующих переходного и адиабатного с изотермическим участков должны определятся в процессе отработки двигателя.

Газожидкостный реактивный двигатель, содержащий входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, отличающийся тем, что наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров, смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для исследования планет. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов, в воздушном пространстве.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к реактивным двигателям комбинированного типа, предназначенным для летательных аппаратов, совершающим полеты в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей и может быть использовано в их конструкции для повышения летно-технических характеристик.

Изобретение относится к авиации, в частности к двигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, в частности к реактивному двигателю вакуумного принципа действия, и может быть использовано в воздушном, водном и наземном транспорте.
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к авиастроению и двигателестроению, а именно к летательным аппаратам. .
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к авиастроению и двигателестроению, а именно к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к авиадвигателестроению

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения. Нагрев топлива происходит в теплообменнике, находящемся в стенках камеры сгорания или непосредственно в камере сгорания. Гиперзвуковой двигатель содержит два контура, две камеры сгорания, и одно общее реактивное сопло. Второй контур имеет профиль кольцевого прямоточного двигателя, в котором компрессор второго контура находится перед камерой сгорания. Диффузор первого контура является центральным телом кольцевого входного устройства для второго контура и может иметь возможность продольно перемещаться для настройки входного устройства. Изобретение направлено на обеспечение бесперебойной работы прямоточного двигателя и предупреждение срыва пламени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя. Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. Решение указанных задач достигнуто в водородном газотурбинном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, имеющим вал, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, и реактивное сопло, тем, что между компрессором и камерой сгорания внутри воздушного тракта, соединяющего компрессор и камеру сгорания, установлена водородная биротативная турбина, которая имеет внешний и внутренний роторы, входной и выходной коллекторы и второй вал, соединенный с внешним ротором, внутренний ротор соединен с валом ротора компрессора, а за камерой сгорания установлен теплообменник, вход которого соединен с топливопроводом, а выход - с входным коллектором турбины, выходной коллектор этой турбины соединен трубопроводом с основной камерой сгорания, на выходе из теплообменника установлен второй компрессор, при этом биротативная водородная турбина и второй компрессор соединены вторым валом. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный газотурбинный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, имеющим вал, основную камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, и сверхзвуковое реактивное сопло. Между компрессором и камерой сгорания внутри воздушного тракта, соединяющего компрессор и камеру сгорания, установлена водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. За камерой сгорания установлен теплообменник, вход которого соединен с топливопроводом, а выход - с входным коллектором водородной турбины. Выходной коллектор водородной турбины соединен трубопроводом с основной камерой сгорания. На выходе из теплообменника установлен второй компрессор, между которым и сверхзвуковым реактивным соплом установлена форсажная камера. Водородная турбина и второй компрессор связаны с валом ротора компрессора. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх