Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата и турбореактивный двигатель для его осуществления


 


Владельцы патента RU 2557830:

Дробышевский Юрий Васильевич (RU)
Столбов Сергей Николаевич (RU)

Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха. Сначала передают импульс горячего потока дополнительному объему воздуха. Затем создают вращающий момент турбины и потом переводят азимутальный момент потока в аксиальное усилие. В процессе сжатия поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз. При этом турбореактивный двигатель включает выполненные на общем валу компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей с крыловыми элементами и турбину, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания. За камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков. Винт компрессора низкого давления и турбины выполнены заедино в виде продольных плоскостей, содержащих участки со структурой профилей с крыловыми элементами и центробежные участки. За турбиной установлен неподвижный венец с лопатками, задние кромки которых направлены вдоль оси двигателя, дополнительно содержащего компрессор высокого давления, ротор которого имеет более чем одну секцию с переменным профилем, достигающим внешней кромки лопастей винта на краях секций и имеющим минимум в центре. Лопасти винта закреплены в минимумах ротора, их передние и задние кромки направлены по вращению ротора. Лопатки последнего венца направлены на выходе вдоль оси ротора, устройство вывода потока размещено над ротором, секционировано, содержит профилированные лопатки, размещенные в максимумах профиля, их передние и задние кромки направлены против вращения ротора. Техническим результатом, достигаемым при реализации изобретения, является упрощение летательных аппаратов и расширение их области применения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Настоящее изобретение относится к транспортным аппаратам, а более точно - к устройствам создания движущей силы для перемещения транспортных аппаратов, и может использоваться в частности в летательных аппаратах, движущихся в воздушной среде.

Известен способ преобразования энергии в движение в прямоточном реактивном двигателе, когда набегающий скоростной поток вводят в двигатель, сжимают на входе за счет потери скорости в сопле воздухоприемника, нагревают аксиально движущийся поток в продольной камере сгорания и, ускоряя в выходном сопле, создают движущую силу (патент СССР №16490 от 08.10.1928). К недостаткам относится необходимость приведения аппарата в движение и создания набегающего скоростного потока воздуха.

Известен способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата (патент RU №2436987 от 21.04.2010), принятый за прототип. Он включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод потока со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха. Недостатком двигателя является работа лопаток турбины в потоке горячего воздуха, высокое лобовое сопротивление двигателя.

Известен прямоточный реактивный двигатель, содержащий воздухоприемник, кольцевую камеру сгорания и выходное сопло (патент СССР №16490 от 08.10.1928.). К недостаткам относится необходимость предварительного приведения транспортного аппарата, на котором он закреплен, в движение для создания набегающего скоростного потока воздуха и старта двигателя.

Известен турбореактивный двигатель (патент RU №2436987 от 21.04.2010), принятый за прототип. Он содержит компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей и крыловыми элементами, турбину, выполненную на общем валу, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания. К недостаткам двигателя относится работа кольцевых лопаток турбины в потоке горячих газов, высокое лобовое сопротивление двигателя.

В основе изобретения лежит задача - разработать способ и устройство для перемещения летательных аппаратов, обладающие энергетической эффективностью преобразования энергии потока в движущую силу и малым лобовым сопротивлением.

Техническим результатом, достигаемым при реализации изобретения, является упрощение и расширение области применения летательных аппаратов.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что реализуется способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата, включающий ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха, характеризующийся тем, что сначала передают импульс горячего потока дополнительному объему воздуха, затем создают вращающий момент турбины и потом переводят азимутальный момент потока в аксиальное усилие, причем в процессе сжатия поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз.

В способе вращением винта низконапорного компрессора создают скоростной напор потока среды, набегающей на него. В отличие от обычного «толстого» винта, где скорость потока среды над и под плоскостью винта удваивают и формируют вокруг нее круговой вихрь и тягу, в заявляемом способе скорость потока над (за) плоскостью более чем удваивают. Поэтому растет разрежение над ней, идет подсос и ускорение массы вдоль поверхности задней плоскости винта и растет движущая сила, формируемая способом. Полученный аксиальный поток воздуха приводят в азимутальное движение, до нагрева, часть воздуха отводят азимутально и радиально в компрессор высокого давления и затем в камеру сгорания. Причем в процессе сжатия в компрессоре высокого давления поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз. Тем самым в области между лопатками и профилированными элементами создаются свободные или силовые вихри со скоростью, большей угловой скорости лопаток, действием которых, на участке от одних (например, подвижных лопаток) к другим (например, неподвижным лопаткам), действием центробежной силы, увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.

Нагрев потока проводят в кольцевой камере сгорания, азимутальная составляющая потока не падает, и давление в камере сгорания растет за счет центробежного сжатия вихря поперек потока. Азимутально и аксиально двигающийся горячий поток выводят из камеры сгорания так, чтобы азимутальная его скорость еще более увеличилась, для чего установлен дополнительный венец с лопатками, корректирующий азимутальный угол выхода на выходе горячей струи газа из нее.

В азимутальной камере сгорания при этом происходит радиальное сжатие газа за счет центробежного поля движущегося газа без потери его азимутальной скорости. А также увеличивается за счет его движения по спирали длина пути, проходимого газом и сжигаемым топливом, без увеличения геометрических размеров камеры сгорания. Растет полнота сгорания топлива вследствие центробежной сепарации крупных несгоревших его капель и поток истекающего горячего газа более однороден по температуре. Поэтому выходящий из камеры сгорания, ускоренный ее выходным соплом газ кроме высокой аксиальной скорости имеет высокую азимутальную составляющую, импульс которой будет передан лопаткам продольного винта на турбинном его участке.

Импульс истекающего из камеры сгорания, быстрого горячего потока передают дополнительному объему воздуха в камере эжекционного смешения (камере передачи импульса), куда идет подсос воздуха из приосевой области двигателя. При эжекционной передаче импульса потока струи газа подведенному воздуху импульс и момент импульса исходной струи сохраняются в полном потоке. Температура газа подходящего к лопаткам турбины падает, снижаются конструкционные требования к ее материалам. Это позволяет в камере сгорания нагреть газ до больших температур и этим увеличить скорость его истечения из нее, а тем самым увеличить исходный импульс и тягу двигателя без больших тепловых нагрузок на лопатки турбины. Оставшийся азимутальный момент потока после турбины на неподвижном венце лопаток затем переводят в аксиальное усилие.

Способ осуществляют в турбореактивном двигателе, включающем выполненные на общем валу компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей с крыловыми элементами и турбину, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания, характеризующемся тем, что за камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков, винт компрессора низкого давления и турбины выполнены заедино в виде продольных плоскостей, содержащих участки со структурой профилей с крыловыми элементами и центробежные участки, за турбиной установлен неподвижный венец с лопатками, задние кромки которых направлены вдоль оси двигателя, дополнительно содержащего компрессор высокого давления, ротор которого имеет более чем одну секцию с переменным профилем, достигающим внешней кромки лопастей винта на краях секций и имеющим минимум в центре, лопасти винта закреплены в минимумах ротора, их передние и задние кромки направлены по вращению ротора, лопатки последнего венца направлены на выходе вдоль оси ротора, устройство вывода потока размещено над ротором, секционировано, содержит профилированные лопатки, размещенные в максимумах профиля, их передние и задние кромки направлены против вращения ротора.

Создаваемое на задней поверхности лопасти разрежение квадратично зависит от скорости потока газа над ней и потому от скорости ее вращения. Известно и то, что в решетке профилей рост скорости потока за ней растет пропорционально тангенсу угла, на который решетка отклоняет набегающий исходный поток, и при углах, больших 50°, рост скорости превышает ее удвоение и быстро растет и далее. Также растет и разрежение за лопастью винта, у которого на периферии размещена структура крыловых профилей. Но при этом структура профилей не является решеткой профилей, поскольку ее элементы не фиксированы с жесткой регулярностью на разных участках периферии винта или крыла. При работе винта на его периферии на кромках лопастей, где скорость потока может превышать скорость внешней кромки винта, формируется область разрежения, в которую идет подсос массы, как с передней, так и с боковой части поверхности области, и область работает как массовое сопло, в котором импульс потока передается всасываемой массе. Это позволяет получить в турбореактивном двигателе, реализуемом согласно способу, движущую силу при меньших размерах (диаметре) винта, вплоть до размеров, сравнимых и даже меньших, чем корпус двигателя. Если расстояние между соседними крыловыми элементами структуры профилей сравнимо с шириной плоскостей, то такой винт может рассматриваться как винт полиплан, эффективность каждого из элементов которого, при соответствующих соотношениях между размерами, может быть выше, чем эффективность отдельного крылового элемента, а полная эффективность растет с ростом их на винте. При этом подсос воздуха к винту идет не только с лобовой части винта, но и с периферии, что увеличивает объем воздуха, всасываемого винтом. Точка закрепления крыловых элементов структуры профилей на плоскости винта меняется вдоль его длины - растет, поэтому винт постепенно становится центробежным, а поток азимутально и радиально направленным, что позволяет забросить необходимый объем воздуха в расположенные на периферии двигателя компрессор высокого давления и азимутальную камеру сгорания.

Подобный винт, установленный на входе в двигатель, представляет собой новый тип низконапорного компрессора, который:

- обладает малым лобовым сопротивлением входящему потоку воздуха;

- имеет возможность формировать компрессируемый поток воздуха со скоростью, большей скорости внешней кромки лопаток компрессора, причем при соответствующем выполнении профилированных элементов лопастей винта и внешних неподвижных продольных пластин компрессора, вплоть до сверхзвуковых скоростей потока;

- обладает неявно выраженной многоступенчатостью компрессора, растущей с его длиной.

Для повышения эффективности работы двигателя на дозвуковых и сверхзвуковых режимах на входе в двигатель, внутри его кольцевого объема, установлен лопаточно-вихревой компрессор высокого давления. В нем полезно совмещены процессы работы, характерные как для осевых, так и для центробежных машин.

Это качественно новый компрессор высокого давления, в котором подвижные (вращающиеся) элементы конструкции и неподвижные элементы конструкции разнесены по радиусу на разные уровни и не пересекаются, что увеличивает ремонтопригодность устройства и позволяет проводить их поузловую разборку, отладку и замену.

При этом находящиеся на каждом уровне (подвижном или неподвижном) лопатки соседних ступеней перекрыты кольцевыми секциями профиля ротора, что исключает непосредственный проток среды между ними и необходимость установки лабиринтных уплотнений.

Подвижные и неподвижные лопатки профилированы так, что они всякий раз изменяют азимутальное движение потока, подходящего к ним, на противоположное движение потока.

Между лопатками и профилированными секциями образуются свободные или силовые вихри, за счет действия которых, на участке между одними (например, подвижными лопатками) к другим (например, неподвижным лопаткам), увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.

При этом оторванность (как подвижных, так и неподвижных лопаток) ступеней от боковой поверхности профилированных секций формирует вихревое движение потока газа в компрессоре так, что прирост скорости на каждой последующей ступени более чем вдвое может превышать азимутальную скорость внешней кромки лопастей вращающегося ротора. Все это позволяет существенно повысить эффективность компрессора.

Лопатки последнего венца, расположенного на роторе компрессора, направлены на выходе вдоль оси ротора, и исходная азимутальная скорость потока на их выходе будет равна азимутальной составляющей внешней кромки лопаток ротора. Непосредственно за лопатками расположена кольцевая изогнутая от оси секция профиля ротора, а затем кольцевая изогнутая от оси секция профиля устройства вывода. Поэтому формируемый на выходе компрессора вихрь будет иметь азимутальную скорость, большую азимутальной скорости внешней кромки лопаток ротора, а установленный на корпусе перед камерой сгорания венец входных лопаток дополнительно корректирует скорость этого потока.

Поток сжатого компрессором воздуха, входящего в камеру сгорания, движется азимутально и аксиально, а скорость его азимутального движения выше скорости кромки лопаток ротора. Этим увеличивается путь, проходимый потоком газа в камере сгорания, и растет эффективность передачи в камере сгорания тепла движущемуся газу. И при этом также без потери азимутальной составляющей скорости потока, полученной при входе в кольцевую камеру сгорания, растет перепад давления между осью и периферией потока за счет его центробежного сжатия.

Для исключения потери давления и необходимости установки уплотнений между компрессором высокого давления и камерой сгорания камера сгорания также выполнена заедино с элементами компрессора на двух, размещенных на разных уровнях по радиусу частях. Причем одна ее часть размещена на роторе, а другая на статоре двигателя.

Азимутально и аксиально двигающийся горячий поток из камеры сгорания выводят также азимутально и аксиально, для чего на выходе может быть установлен управляемый дополнительный венец с лопатками, корректирующий угол выхода горячей струи газа из камеры сгорания относительно оси двигателя.

Возможность изменять азимутальную составляющую быстрого потока горячих газов, истекающих из камеры сгорания, позволяет изменять долю энергии потока горячего газа, вкладываемую в тягу двигателя, и долю энергии потока газа, вкладываемую во вращение ротора двигателя, и поэтому в степень сжатия входного воздуха компрессором. Это особо существенно при работе двигателя на больших высотах, когда возникает необходимость увеличить обороты двигателя и степень сжатия внешнего разреженного газа и снизить его тягу вследствие падения сопротивления среды движению аппарата.

За камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков (камера передачи импульса). Она представляет собой протяженный кольцевой участок двигателя, на котором отсутствуют какие-либо лопатки. В этой камере к быстрой горячей струе газа, истекающего из камеры сгорания, идет эжекционный подсос воздуха из приосевой области ротора двигателя. Этим реализуется вариант, когда второй контур двигателя находится внутри его первого контура. Идет передача импульса и момента импульса потока из камеры сгорания потоку воздуха, дополнительно подведенному радиально от оси, из второго контура. При этом падает температура газа, подходящего к лопаткам турбины, чем снижаются требования к материалам, ее стоимость, и притом появляется возможность увеличить температуру и скорость газа истекающего из камеры сгорания. Поскольку при эжекционной передаче импульса быстрой струи газа внешнему потоку воздуха импульс и момент импульса суммарной струи сохраняются, то в результате при снижении температуры потока, набегающего на турбину, эффективность двигателя растет.

Внешняя стенка камеры смешения потоков газа первого и второго контуров (или камеры передачи импульса) профилирована в виде сопла, при этом быстрый закрученный поток газа, истекающего из камеры сгорания, ведет себя подобно эжекторному насосу, подсасывая к себе воздух второго контура и передавая ему свой импульс. Кроме того, при этом радиальное, направленное к быстрой струе газа движение воздуха второго контура изменяется на этом сопле на аксиальное движение эжектированного потоком воздуха, что формирует дополнительную аксиальную составляющую тяги двигателя.

Важно, что радиус участка ротора, на котором размещены лопатки турбины, больше, чем внешний участок, на котором воздух входит в камеру сгорания. Поскольку масса, азимутальная скорость и радиус потока, набегающего на лопатки турбины, больше массы, азимутальной скорости и радиуса потока, входящего в камеру сгорания, то этим формируются положительные тяга и момент вращения вала двигателя.

Поток газа после камеры передачи импульса, обладая азимутальной составляющей скорости потока газа, большей азимутальной скорости внешней кромки турбины, набегает на ее лопатки и передает свой импульс, формируя момент вращения вала двигателя. После этого газ, двигаясь вдоль лопаток турбины, все еще обладает азимутальной составляющей скорости потока, равной азимутальной скорости лопаток турбины.

Эта азимутальная составляющая скорости потока срабатывается в тягу двигателя на выходном венце лопаток статора двигателя, передние кромки которых ориентированы вдоль закрученного потока газа, вытекающего из турбины, и которые разворачивают весь выходящий из двигателя поток вдоль оси. Последовательное прохождение потока газа через турбинные лопатки ротора и лопатки выходного венца статора создает условия для предотвращения помпажа двигателя.

Отношение тяги реактивного двигателя к его мощности обратно пропорционально скорости истекающего потока. Можно сформулировать и в другом виде: отношение квадрата тяги двигателя к мощности растет пропорционально секундному расходу массы газа, отбрасываемого двигателем. Рост присоединенной массы воздуха, отбрасываемого двигателем, увеличивает его энергетическую эффективность. Поэтому реактивные (турбореактивные) двигатели делают двух- и более контурными. Но их конструкция стала сложной, что ведет и к росту стоимости и к снижению масштабов применения. В предлагаемой конструкции второй контур двигателя размещен внутри первого контура. Общее входное сечение может быть большим. Воздух второго, внутреннего, контура после винта низконапорного компрессора центробежными лопатками отбрасывается к внешней кромке ротора, а затем эжектируется к быстрой струе истекающих из камеры сгорания горячих газов, формируя и момент вращения вала, и общую тягу двигателя.

Центробежные лопатки роторной части второго контура двигателя представляют собой протяженные пластины являющиеся продолжением лопаток компрессора низкого давления на базе решетчато-структурного винта. Их действием воздух второго контура двигателя отбрасывается к внутренней стенке кольцевой камеры сгорания двигателя и затем идет в камеру передачи импульса.

Выходной венец статора двигателя может также быть основой для крепления в его центральной части подшипникового узла и вала двигателя. Выходной венец может быть выполнен отдельным узлом, снятие которого позволяет извлечь ротор двигателя целиком.

Передний подшипниковый узел вала может быть укреплен на вынесенных вперед плоских радиальных элементах.

Таким образом, данное конструктивное выполнение турбореактивного двигателя позволяет повысить энергетическую эффективность и упростить его.

Цели и преимущества данного изобретения будут понятны из следующего примера его осуществления и предлагаемого чертежа, на котором, изображен высокоскоростной турбореактивный двигатель с периферийной структурой профилей и компрессором высокого давления (схематически).

На фиг. 1 схематически изображен реактивный двигатель, который включает корпус 1, в котором размещены неподвижная часть компрессора высокого давления, неподвижная часть камеры сгорания 2, включающая элементы системы питания двигателя и системы его управления. Вал 3 ротора размещен в корпусе 1 двигателя, например, на плоских радиальных направляющих 6, фиксирующих подшипники 4, ротора. Вал 3 ротора может иметь и другие точки подвеса. На валу 3 ротора размещены двухлопастные или многолопастные винты 5. Лопасти винта выполнены протяженными, содержат основную плоскость 7 и размещенную на периферии лопасти винта структуру крыловых профилей 8 с ее профилированными элементами 9 и центральную область, на периферии которой размещена кольцевая роторная часть компрессора высокого давления и кольцевая роторная часть камеры сгорания 2. Камера сгорания имеет входной венец 10 и выходной венец 11. Далее находится камера эжекторного смешения потоков (камера передачи импульса) 12. Компрессор высокого давления на его роторной части содержит профилированные кольцевые секции 13 и в их минимумах профиля венцы с лопастями 14. На части компрессора высокого давления, закрепленной на корпусе 1, внутри устройства вывода потока, размещены профилированные кольцевые секции 13 и в их максимумах профиля неподвижные венцы с лопатками 14. За камерой эжекторного смешения потоков 12 на основной плоскости 7 находится турбинная часть 15 лопаток ротора двигателя. За ней на корпусе 1 закреплен выходной венец лопаток статора двигателя 16.

Устройство работает следующим образом.

Опишем работу данного устройства на примере одного из вариантов, например, показанного на фиг.1. Вращением винта 5 на валу 3 двигателя создают скоростной напор потока воздуха, набегающего на плоскости лопастей винта 5. Структура профилей 8 из профилированных элементов 9, находящихся на периферии плоскости 7 лопастей, разворачивает набегающий поток и направляет вдоль структуры профилей 8 из профилированных элементов 9. Поскольку набегающий на плоскость винта 7 воздух после разворота профилированными элементами 9 движется полого к плоскости 7, то увеличивается скорость развернутого его потока над (за) плоскостью, причем при соответствующей геометрии профилей более чем вдвое. Существенно, что при этом идет взаимная мультипликация и усиление потоков, формируемых элементами 9 структуры профилей 8. С ростом его скорости увеличивается разрежение за лопастями винта, идет подсос к ним и ускорение массы среды, причем как с передней, так и с боковой поверхности области, омываемой вращающимся винтом 5. Существенен и еще один аспект работы винта 5. На задней поверхности плоскости лопасти 7 винта 5 скоростной поток от структуры профилей 8, отсасывая пристеночный поток на себя, предотвращает срыв пограничного слоя, чем позволяет обеспечивать его работу при больших углах атаки лопасти винта, а этим и увеличить его движущую силу.

Важно и то, что в предлагаемом винте 5 длина может быть сравнима и больше радиуса. Поэтому часть периметра винта, включающая переднюю и боковую часть винта с крыловыми элементами на ней, на которой идет подсос к нему массы с относительно небольшой входной скоростью потока, сравнима с донной торцевой частью, на которой идет сток всего потока. Устройство в этом случае представляет собой массовое сопло, и возможны режимы, когда продольная скорость потока на выходе становится сравнимой или даже большей, чем окружная скорость кромки лопасти винта.

На плоских радиальных направляющих 6, которые могут быть формирователями потока, и на выходном венце лопаток 16 статора двигателя размещены подшипники 4, фиксирующие вал 3 ротора. При выполнении подшипников 4 как газовых или магнитных подшипников их внешние части могут быть размещены на корпусе 1 непосредственно. При этом часть лопаток винта 5 и турбинную часть лопаток ротора 15 должны охватывать кольцевые диски с внутренними элементами подшипников 4.

Когда подобный винт 5 установлен на входе в реактивный двигатель, он является предкамерой, формирующей скоростной поток воздуха, на входе в компрессор. При этом аксиальная и азимутальная составляющие скорости потока суммируются с радиальной составляющей, формируемой центробежной частью винта.

За выполненным подобным образом винтом 5 перед камерой сгорания 2 размещен компрессор высокого давления. Он выполнен из двух независимых, размещенных на разных уровнях по радиусу частей. Причем часть размещена на роторе, а часть на корпусе 1 (статоре) двигателя. Обе части секционированы и каждая секция содержит профилированные кольцевые секции 13 и венцы с лопастями 14. При этом на роторной части компрессора венцы с лопастями 14 размещены в минимумах профиля ротора, а на статорной части компрессора венцы с лопастями 14 размещены в максимумах профиля внутри устройства вывода потока.

Подвижные элементы компрессора высокого давления и неподвижные элементы конструкции разнесены по радиусу на разные уровни и не пересекаются, что увеличивает ремонтопригодность устройства и позволяет проводить их поузловую разборку, отладку и замену. При этом находящиеся на каждом (подвижном или неподвижном уровне) лопатки 14 соседних ступеней перекрыты кольцевыми секциями профиля ротора, что исключает непосредственный проток среды между ними и необходимость установки лабиринтных уплотнений.

Подвижные и неподвижные лопатки 14 профилированы так, что они всякий раз изменяют азимутальное движение потока, подходящего к ним, на противоположное движение потока. Этим в области между лопатками 14 и профилированными секциями 13 создаются свободные или силовые вихри, действием которых, на участке между одними (например, подвижными лопатками) к другим (например, неподвижным лопаткам), за счет действия центробежной силы, увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.

При этом оторванность (как подвижных, так и неподвижных лопаток) ступеней от боковой поверхности профилированных секций 13 формирует движение потока газа в компрессоре таким, что прирост скорости на каждой последующей ступени более чем вдвое может превышать азимутальную скорость внешней кромки лопастей вращающегося ротора. Все это позволяет существенно повысить эффективность компрессора.

Лопатки последнего венца 14, расположенного на роторе компрессора, направлены на выходе вдоль оси ротора, и исходная азимутальная скорость потока на их выходе будет равна азимутальной составляющей внешней кромки лопаток ротора. Затем вначале лежит кольцевая изогнутая от оси секция 13 профиля ротора, а затем кольцевая изогнутая от оси секция профиля 13, расположенная на статоре компрессора и на корпусе 1 двигателя.

Поэтому формируемый компрессором вихрь будет иметь азимутальную скорость, большую азимутальной скорости внешней кромки лопаток ротора, и установленные на корпусе перед камерой сгорания 12 входные лопатки 10 лишь корректируют его скорость.

В результате поток воздуха после лопаток венца 4 в кольцевой и азимутальной камере сгорания 2 движется уже азимутально, причем угловая скорость азимутального движения потока может быть выше угловой скорости движения внешней кромки лопастей винта 5 и турбины 16. За счет этого увеличивается путь потока в камере сгорания и эффективность передачи ему тепла, выделяющегося в камере сгорания. Кроме того, растет перепад давления между приосевой областью и периферией без потери азимутальной составляющей скорости, полученной при входе в кольцевую камеру сгорания 2.

Возможна реализация камеры сгорания, содержащей на выходе венец сопловой решетки профилей 11, наклон которых управляем. В этом случае поток газа, выходя из камеры сгорания 2, имеет азимутальный импульс, который срабатывается в момент радиальной турбины, и аксиальный импульс, формирующий тягу двигателя.

За камерой сгорания 2 размещена камера эжекторного смешения потоков 12. Она представляет собой протяженный кольцевой участок двигателя, на котором отсутствуют какие-либо лопатки. В этой камере быстрая горячая струя газа истекающего воздуха из камеры сгорания 2 создает эжекционный подсос воздуха из приосевой области ротора двигателя. Идет передача импульса и момента импульса дополнительно подведенному радиально от оси потоку воздуха. Важно, что при эжекционной передаче импульса струи газа внешнему потоку воздуха импульс и момент импульса исходной струи сохраняются. При этом падает температура газа, подходящего к лопаткам турбины, что резко снижает конструкционные требования к прочности и жаростойкости материалов. Скорости потока, вращающего турбину 15, при соответствующих соотношениях потоков контуров остаются достаточными для формирования момента вала. Важно, что радиус участка ротора, на котором размещены лопатки турбины 15, больше, чем внешний участок, на котором воздух входит в камеру сгорания. Поскольку масса, азимутальная скорость и радиус потока, набегающего на лопатки турбины, больше массы, азимутальной скорости и радиуса потока входящего в камеру сгорания, то формируется положительные тяга и момент вращения вала двигателя. Оставшаяся за турбиной 15 азимутальная составляющая скорости потока срабатывается в тягу двигателя на выходном венце лопаток 16 статора двигателя, передние кромки которых ориентированы вдоль закрученного потока газа, вытекающего из турбины, и которые разворачивают выходящий из двигателя поток вдоль оси. Последовательное прохождение потока газа через турбинные лопатки ротора 15 и лопатки выходного венца статора 16 создает условия предотвращения помпажа двигателя.

1. Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата, включающий ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха, отличающийся тем, что сначала передают импульс горячего потока дополнительному объему воздуха, затем создают вращающий момент турбины и потом переводят азимутальный момент потока в аксиальное усилие, причем в процессе сжатия поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз.

2. Турбореактивный двигатель, включающий выполненные на общем валу компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей с крыловыми элементами и турбину, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания, отличающийся тем, что за камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков, винт компрессора низкого давления и турбины выполнены заедино в виде продольных плоскостей, содержащих участки со структурой профилей с крыловыми элементами и центробежные участки, за турбиной установлен неподвижный венец с лопатками, задние кромки которых направлены вдоль оси двигателя, дополнительно содержащего компрессор высокого давления, ротор которого имеет более чем одну секцию с переменным профилем, достигающим внешней кромки лопастей винта на краях секций и имеющим минимум в центре, лопасти винта закреплены в минимумах ротора, их передние и задние кромки направлены по вращению ротора, лопатки последнего венца, расположенного на роторе компрессора, направлены на выходе вдоль оси ротора, устройство вывода потока размещено над ротором, секционировано, содержит профилированные лопатки, размещенные в максимумах профиля, их передние и задние кромки направлены против вращения ротора.



 

Похожие патенты:

Крепежная конструкция для прикрепления направляющей лопасти к раме или кожуху вентилятора двигателя воздушного судна. Направляющая лопасть образована из композитного материала.

Турбовинтовая силовая установка разнесенной винтовой схемы с переключающимися реактивными и винтовыми типами тяг воздушного летательного аппарата. Пересечение совмещенной зоной воздушных винтов с взаимным вхождением лопастей в межлопастное пространство друг друга реактивной струи с одновременным нахождением остальных лопастей винтов в окружающем воздушном пространстве.

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного применения с задним расположением открытого (некапотированного) винтовентилятора. .

Изобретение относится к компрессорам необъемного вытеснения и может быть использовано в конструкции осевых вентиляторов и вентиляторных контурах двухконтурных турбовентиляторных двигателей (ДТРД).

Изобретение относится к газотурбинным винтовентиляторным авиационным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства. Выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора. Другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод питания движительных устройств и другие системы и оборудование, обеспечивающие его функционирование. Выделенные корневые двигатели установлены на пилонах под крылом, а движительные устройства, выполненные в виде вихревых эжекторных движителей, установлены на верхней поверхности крыла. Кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку, установленному в пилоне и другим концом подсоединенному к трубопроводу для питания движительных устройств, установленному в переднем отсеке крыла. Каждый из патрубков, соединяющий кольцевой отборник двигателя с трубопроводом, снабжен обратным клапаном, предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель. Достигается снижение расхода топлива, снижение шума, снижение массы и упрощение конструкции, повышается безопасность полётов. 4 ил.
Наверх