Способ генерации газа для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором и воздушно-реактивный двигатель



Способ генерации газа для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором и воздушно-реактивный двигатель
Способ генерации газа для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором и воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2405959:

Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) (RU)

Способ генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором заключается в сжатии с помощью компрессора забираемого из окружающей среды воздуха, подводе к нему энергии топлива в камере сгорания, вращении компрессора и истечении высокотемпературного газа из реактивного сопла. Вращение компрессора производят реактивной силой истечения струй топлива, высокотемпературного газа и сжатого воздуха, создаваемой с помощью системы, включающей расположенные на компрессоре форсунки, к которым подводят топливо, сопла Лаваля, к которым подводят высокотемпературный газ из камеры сгорания, а также расположенные на предыдущих ступенях компрессора сопла Лаваля, к которым подводят сжатый воздух более высокого давления из последующих ступеней. С помощью клапанов регулируют подачу соответствующих компонентов для получения требуемых значений степени сжатия компрессора и соотношения расходов топлива и сжатого воздуха в камере сгорания. Изобретение позволяет, ввиду отсутствия турбины, повысить температуру в камере сгорания и соответственно скорость истечения газа из реактивного сопла и тягу двигателя, а также уменьшить габариты и вес двигателя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится ко всем типам воздушно-реактивных двигателей (ВРД) летательных аппаратов (л.а.), содержащих последовательно расположенные многоступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания, устройство для вращения компрессора (например, газовую турбину) и реактивное сопло, в частности к способам и устройствам для вращения компрессора.

Известен способ и устройство для вращения компрессора ВРД с помощью отдельного поршневого двигателя. Этот тип авиационного двигателя получил название мотокомпрессорного или мотореактивного (Н.В.Иноземцев. Авиационные газотурбинные двигатели, "Гос. из-во оборонной пром.", М., 1955 г., с.15-19). Наличие дополнительного двигателя увеличивает весовые и габаритные характеристики двигателя, а также ухудшает характеристики по мере набора высоты и скорости полета.

Известен способ и устройство для вращения многоступенчатого осевого компрессора ВРД с помощью отдельного турбокомпрессорного агрегата, лопасти которого попеременно выполняют функции лопастей компрессора и турбины (Патент GB 2253657, 1990 г., МПК F02C 3/045). Недостатком указанного способа и устройства для вращения многоступенчатого осевого компрессора ВРД является увеличенный вес и габариты двигателя, к тому же одни и те же лопасти используются в качестве лопастей компрессора и турбины, которые должны иметь разные углы установки лопастей по отношению к набегающему потоку, что не является оптимальным решением. Кроме того, уменьшается температура газа на входе реактивного сопла и соответственно тяга двигателя. Дело в том, что лопасти турбокомпрессорного агрегата охлаждаются в его холодной компрессорной части, чтобы выдержать высокие температуры натекающего из камеры сгорания газа в турбинной части. Таким образом, горячий газ из камеры сгорания охлаждается при натекании на лопасти турбокомпрессорного агрегата и этот газ уже поступает в реактивное сопло. Еще одним недостатком является то, что на турбокомпрессорный агрегат действуют несбалансированные относительно его оси вращения нагрузки, которые могут привести к его "биению".

Наиболее близким является способ генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе, имеющем многоступенчатый осевой компрессор ("Основы авиационной техники", С.М.Егер, A.M.Матвеенко, И.А.Шаталов, М., "Машиностроение", 2003 г., с.335÷337, рис.14.1).

Суть способа состоит в сжатии с помощью многоступенчатого осевого компрессора забираемого из окружающей среды воздуха и подводе к нему энергии топлива в камере сгорания, и в преобразовании в турбине энергии высокотемпературного газа в работу на валу, затрачиваемую на привод компрессора двигателя, и в истечении газа через реактивное сопло.

Основным недостатком этого способа генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе, имеющем многоступенчатый осевой компрессор, является ограничение по максимальной температуре газа в камере сгорания, так как турбина, расположенная между камерой сгорания и реактивным соплом, омывается этими газами. Поэтому приходится уменьшать температуру газа перед турбиной путем подмешивания воздуха к газу камеры сгорания и охлаждать элементы турбины холодным воздухом, что уменьшает температуру газа на входе в реактивное сопло двигателя и соответственно скорость истечения газа из реактивного сопла и тягу двигателя.

Известно устройство для генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в ВРД, имеющем многоступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания, систему подачи топлива, систему зажигания, газовую турбину для вращения компрессора и реактивное сопло ("Основы авиационной техники", С.М.Егер, A.M.Матвеенко, И.А.Шаталов, М., "Машиностроение", 2003 г., с.335÷337, рис.14.1-14.2).

Недостатком этого устройства является то, что турбина расположена между камерой сгорания и реактивным соплом и омывается горячими газами, движущимися из камеры сгорания в реактивное сопло. Турбина является самым напряженным элементом двигателя, учитывая большие действующие на нее силовые и тепловые нагрузки. Например, температура рабочей лопатки турбины достигает 1500 К, а окружные скорости 500 м/с. Поэтому применяется принудительное охлаждение лопаток турбины с помощью холодного воздуха, а также подмешивание холодного воздуха к горячему газу камеры сгорания для уменьшения температуры газа, омывающего турбину. Все это приводит к уменьшению температуры газа на входе в сопло и скорости истечения газа из сопла, а следовательно, и тяги сопла, а следовательно, и двигателя.

Задачей изобретения является увеличение тяги и уменьшение веса и длины двигателя.

Техническим результатом изобретения является увеличение температуры газа в камере сгорания и увеличение тяги двигателя, а также уменьшение его длины и веса из-за отсутствия газовой турбины и жаровых труб камеры сгорания.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором, состоящем в сжатии с помощью компрессора забираемого из окружающей среды воздуха, подводе к нему энергии топлива в камере сгорания, вращении компрессора и истечении высокотемпературного газа из реактивного сопла, вращение компрессора производят реактивной силой истечения струй топлива, высокотемпературного газа и сжатого воздуха, создаваемой с помощью системы, включающей расположенные на компрессоре форсунки, к которым подводят топливо, сопла Лаваля, к которым подводят высокотемпературный газ из камеры сгорания, а также расположенные на предыдущих ступенях компрессора сопла Лаваля, к которым подводят сжатый воздух более высокого давления из последующих ступеней, причем с помощью клапанов и системы управления клапанами регулируют подачу соответствующих компонентов для получения требуемых значений степени сжатия компрессора и соотношения расходов топлива и сжатого воздуха в камере сгорания.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что в воздушно-реактивном двигателе, содержащем многоступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания, систему подачи топлива, систему зажигания и реактивное сопло, компрессор содержит систему для его вращения, состоящую из форсунок, соединенных с трубками для подвода топлива, сопел Лаваля, соединенных с трубками для подачи высокотемпературного газа из камеры сгорания, сопел Лаваля, расположенных на предыдущих ступенях компрессора и соединенных с трубками для подачи сжатого воздуха более высокого давления из последующих ступеней, причем оси форсунок и сопел Лаваля расположены в плоскостях, перпендикулярных оси вращения компрессора, и направлены параллельно касательной к ротору, при этом форсунки и сопла выполнены заподлицо с поверхностью ротора компрессора, а трубки снабжены соединенными с системой управления клапанами для регулирования подачи компонентов топливовоздушной смеси в камере сгорания.

Указанный технический результат достигается также тем, что в воздушно-реактивном двигателе вместо форсунок и сопел Лаваля использованы полые лопатки компрессора.

Реализация предложенных способа и устройства поясняется чертежами, на которых, в частности, представлены:

фиг.1 - схема воздушно-реактивного двигателя с многоступенчатым осевым компрессором,

фиг.2 - расположение сопел Лаваля в плоскости, перпендикулярной оси вращения компрессора.

Систему вращения компрессора условно можно полагать как множество устройств типа "Сегнерово колесо", находящихся внутри ротора компрессора в плоскостях, перпендикулярных оси вращения компрессора, причем на концах устройств расположены форсунки и сопла Лаваля для создания реактивной силы при истечении соответствующих компонент.

Осуществление предложенного способа генерации газа высокого давления и температуры и создания тяги проиллюстрируем на примере работы воздушно-реактивного двигателя с многоступенчатым осевым компрессором (фиг.1). Воздушно-реактивный авиационный двигатель содержит компрессор (1), камеру сгорания (2), систему подачи топлива (3), форсунки (4) для распыления топлива в камере сгорания, систему зажигания топливной смеси (5), реактивное сопло (6). Система вращения компрессора состоит из расположенных в его теле форсунок (7) для истечения струй топлива, сопел Лаваля (8) для истечения струй высокотемпературного газа, сопел Лаваля (9), расположенных на предыдущих ступенях компрессора для истечения струй сжатого воздуха, отбираемого из последующих ступеней компрессора, трубок (10), клапанов (11) для подвода и регулирования расхода соответствующих компонентов к форсункам и соплам и системы управления клапанами (12).

На фиг.2 схематично представлены сопла Лаваля (8) в сечении, перпендикулярном оси вращения компрессора. Форсунки (7) и сопла Лаваля (9) располагаются аналогично.

В качестве форсунок и сопел могут использоваться также и полые лопатки компрессора, к которым с помощью трубок подводят соответствующие компоненты.

Вместо трубок (10) могут использоваться каналы в теле ротора компрессора для подачи топлива, сжатого воздуха, газа из камеры сгорания к соответствующим форсункам и соплам Лаваля.

После запуска двигателя с помощью традиционного пускового устройства компрессор (1) сжимает поступающий в двигатель воздух, далее воздух высокого давления подается в камеру сгорания (2). Здесь с помощью системы подачи топлива (3) впрыскивается топливо через форсунки (4) и поджигается с помощью системы зажигания (5) и, таким образом, получается газ высокой температуры и давления, который при истечении через реактивное сопло (6) и создает тягу двигателя.

Для вращения компрессора после отключения пускового устройства системой управления клапанами (12) подается сигнал для подачи топлива через расположенные на компрессоре форсунки (7), сжатого воздуха более высокого давления из последующих ступеней компрессора через сопла Лаваля (9), расположенные на предыдущих ступенях компрессора, высокотемпературного газа из камеры сгорания через сопла Лаваля (8).

Возможна также подача к соплам смеси газа из камеры сгорания и воздуха высокого давления после последней ступени компрессора.

Вместо газа из камеры сгорания можно подавать к соплам сжатый воздух после последней ступени компрессора, подогретый в камере сгорания.

Возможно снабжение расположенных на компрессоре сопел Лаваля (8) и (9) сжатым воздухом от автономного источника.

При необходимости за основной камерой сгорания можно расположить форсажную.

Число форсунок, сопел Лаваля, подводящих трубок и их диаметры зависят от характеристик двигателя и выбираются из условия обеспечения требуемых значений степени сжатия компрессора и качества топливовоздушной смеси, т.е. соотношения расходов топлива и воздуха в камере сгорания. Расчетное число М в выходном сечении сопел Лаваля компрессора определяется отношением давления в форкамере сопел, куда подается соответственно сжатый воздух или высокотемпературный газ, и давлением в среде, куда истекают струи. В соплах с пространственным срезом выходного сечения, которое не выступает за пределы ротора, за расчетное число Маха (М) условно принимается число М на оси сопла в точке пересечения с поверхностью ротора компрессора (точка Х на фиг.2). Положение оси сопла определяется вышеизложенным условием и ее параллельностью касательной к ротору компрессора.

Топливо может быть жидким или газообразным.

Скорость истечения топлива из форсунки равна

VT=(2pT/ρ)1/2,

где VT - скорость истечения топлива из форсунки;

рТ - давление топлива;

ρ - плотность топлива.

Расход топлива в современных л.а. составляет mТ=5-10 кг/с при давлении рТ=-5-10 МПа. Таким образом, реактивная сила FT при истечении топлива через форсунки (6), равная

FT=mTVT,

составляет примерно 600÷1500 ньютонов для вышеуказанного диапазона изменения параметров топлива.

Степень сжатия компрессора (отношение давления на выходе из компрессора к давлению на входе) для современного воздушно-реактивного двигателя в зависимости от назначения двигателя может изменяться в десятки раз. Поэтому в некоторых вариантах для получения требуемой степени сжатия может быть достаточно реактивной силы струй топлива. Если этого количества топлива будет недостаточно для получения требуемого качества топливовоздушной смеси в камере сгорания, то дополнительно потребуется впрыск топлива через форсунки (4), расположенные в камере сгорания. С другой стороны, реактивная сила, получаемая за счет истечения топлива, ограничена тем, что в камере сгорания не должно быть избытка горючего. В случае если усилий истекающих струй топлива недостаточно, то для получения нужной степени сжатия компрессора система управления клапанами (12) последовательно включает струи сжатого воздуха из сопел (9), а затем при необходимости и струи высокотемпературного газа камеры сгорания из сопел (8).

Основное преимущество предложенных способа и устройства генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе заключается в том, что отсутствие турбины - самого напряженного элемента двигателя - в пространстве между камерой сгорания и реактивным соплом позволяет повысить температуру T в камере сгорания и соответственно скорость истечения газа из реактивного сопла и тягу двигателя. В результате этого температуру можно поднять до уровня температур, существующих в камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей, т.е. порядка T=3000÷4000 K (М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели, М., Машиностроение, 1968 г., с.112), что примерно вдвое превышает уровень температур в камерах сгорания современных авиационных двигателей с турбиной.

При расчетном истечении из сопла и нулевой скорости полета Vп=0 сила тяги равна:

P=mWc,

Тс=Т/(1+(к-1)Mc2/2),

где m - секундный расход воздуха и топлива через двигатель,

Wc - скорость истечения газов из реактивного сопла;

κ - отношение теплоемкостей газа;

R - газовая постоянная;

Tc - температура газа в выходном сечении реактивного сопла;

Mc - число Маха в выходном сечении реактивного сопла.

Отсюда видно, что сила тяги пропорциональна температуре в камере сгорания.

Заметим, что высокотемпературный газ из камеры сгорания (2) подается в сопла (8) для вращения компрессора в направлении, противоположном направлению истечения из реактивного сопла, т.е. в холодную часть двигателя. Специальные меры по охлаждению сопел (8) и подводящих трубок (10) можно не предпринимать, так как все элементы компрессора охлаждаются воздухом окружающей среды.

Кроме того, уменьшаются габариты и вес двигателя из-за отсутствия турбины и жаровых труб камеры сгорания. Отсутствие турбины устраняет потери, связанные с ее аэродинамическим сопротивлением. Аэродинамическое сопротивление компрессора в предлагаемом варианте не увеличивается, так как расположенные на компрессоре форсунки и сопла Лаваля выполнены заподлицо с поверхностью ротора.

1. Способ генерации газа высокого давления и температуры для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором, состоящий в сжатии с помощью компрессора забираемого из окружающей среды воздуха, подводе к нему энергии топлива в камере сгорания, вращении компрессора и истечении высокотемпературного газа из реактивного сопла, отличающийся тем, что вращение компрессора производят реактивной силой истечения струй топлива, высокотемпературного газа и сжатого воздуха, создаваемой с помощью системы, включающей расположенные на компрессоре форсунки, к которым подводят топливо, сопла Лаваля, к которым подводят высокотемпературный газ из камеры сгорания, а также расположенные на предыдущих ступенях компрессора сопла Лаваля, к которым подводят сжатый воздух более высокого давления из последующих ступеней, причем с помощью клапанов регулируют подачу соответствующих компонентов для получения требуемых значений степени сжатия компрессора и соотношения расходов топлива и сжатого воздуха в камере сгорания.

2. Воздушно-реактивный двигатель, содержащий многоступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания, систему подачи топлива, систему зажигания и реактивное сопло, отличающийся тем, что компрессор содержит систему для его вращения, состоящую из форсунок, соединенных с трубками для подвода топлива, сопел Лаваля, соединенных с трубками для подачи высокотемпературного газа из камеры сгорания, сопел Лаваля, расположенных на предыдущих ступенях компрессора и соединенных с трубками для подачи сжатого воздуха более высокого давления из последующих ступеней, причем оси форсунок и сопел Лаваля расположены в плоскостях, перпендикулярных оси вращения компрессора, и направлены параллельно касательной к ротору, при этом форсунки и сопла выполнены заподлицо с поверхностью ротора компрессора, а трубки снабжены соединенными с системой управления клапанами для регулирования подачи компонентов топливовоздушной смеси в камере сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к роторным двигателям и компрессорам и газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к роторным двигателям и компрессорам и авиационным газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности двигателестроению, а именно к способам работы авиационных силовых установок сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) и может найти применение в двигателестроении, а именно в авиационных комбинированных воздушно-космических реактивных силовых установках.

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов. .

Изобретение относится к двигателестроению, в частности, к двигателям внутреннего сгорания с качающимися рабочими органами. .

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к энергетике, а именно к газовым турбинам, и может быть использовано для повышения экономичности двигателей внутреннего сгорания путем их наддува, а также в газотурбинных двигателях и в других энергетических машинах.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реактивным двигателям без газовых турбин, в которых отдельный мотор поршневого типа приводит в действие вентилятор

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в авиастроении, ракетостроении и других областях, где применяются воздушно-реактивные двигатели
Наверх