Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо



Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо
Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо
Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо
Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо
Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо
Воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, использующий пакетированное топливо

 


Владельцы патента RU 2564728:

ИННЭВЭЙТИВ ДИФЕНС, ЭлЭлСи (US)

Воздушно-реактивный двигатель содержит кожух с передним воздухозаборником и задним выпускным отверстием, формирующий внутреннее пространство для воздушного потока внутренней стенкой, расположенной внутри кожуха, центральный рассекатель воздушного потока и камеру сгорания. Центральный рассекатель воздушного потока имеет переднюю часть и заднюю часть, расположен во внутреннем пространстве кожуха и соединен с внутренними стенками кожуха опорными стойками. Внутреннее пространство кожуха обеспечивает прохождение воздушного потока между внутренними стенками кожуха и внешними стенками центрального рассекателя воздушного потока, в результате чего формируется кольцевая зона для прохождения потока, зона Вентури потока сгорания, прилегающая к задней части центрального рассекателя воздушного потока, и задняя выпускная часть кожуха. Камера сгорания расположена снаружи камеры основного воздушного потока, под углом к ней, рядом с задней частью центрального рассекателя воздушного потока и с зоной Вентури потока сгорания. Камера сгорания соединена с отсеком запаса пакетов высокоэнергетического топлива, расположенного в центральном рассекателе воздушного потока. Пакеты высокоэнергетического топлива выполнены с возможностью воспламеняться в камере сгорания для получения прямой тяги двигателя в результате сгорания одной или нескольких высокоэнергетических наночастиц в пакете высокоэнергетического топлива и преобразования водного раствора в этом пакете, в результате чего создается положительный воздушный поток через внутреннее пространство кожуха, и сгоревшее топливо с ускорением выбрасывается во внутреннее пространство кожуха воздушного потока под острым углом. Изобретение направлено на создание легкого устройства и способа для получения тяги, не создающего вращающегося момента и вибрации, для обеспечения движения летательного аппарата. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

[0001] Настоящая заявка является родственной временной заявке US 61/338,816, поданной 24 февраля 2010 г., и приоритет запрашивается по этой временной заявке, поданной в соответствии со Сводом законом США 35, §119(e). Указанная временная заявка также включается ссылкой в настоящую заявку.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0002] Настоящее изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям с регулируемой тягой.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ

[0003] Первый полет аппарата с двигателем был совершен братьями Райт, однако задолго до этого события люди мечтали оторваться от земной поверхности и победить силу тяжести. Мечта о полетах рождалась из наблюдений человека за полетом птиц. Однако в те времена люди не имели необходимого источника движения и материалов, которые были бы достаточно прочны и в то же время имели бы небольшой вес. Идея обтекания воздухом плоской поверхности со всей очевидностью рождалась из наблюдений за полетом птиц, кружением листьев и за ветром, поднимающим с земли тяжелые плоские предметы.

[0004] Со времен Леонардо да Винчи идея машины для полетов включала силовое вращение массивных элементов, таких как вал с лопастями на конце для перемещения и сжатия воздуха. Вращающиеся массы создают вращающие моменты и нагрузки на несущую конструкцию, так что каркас аппарата должен быть прочным и, соответственно, более тяжелым, чем хотелось бы.

[0005] Сегодня наиболее распространенными движителями для самолетов и ракет являются воздушные винты, газотурбинные реактивные (турбореактивные) двигатели и прямоточные воздушно-реактивные двигатели (дозвуковые и сверхзвуковые). Винтовые летательные аппараты используют жидкое авиационное топливо для поршневого или газотурбинного двигателя, который вращает воздушный винт или несущий винт, в случае вертолета. Воздушный винт самолета или несущий винт вертолета отталкивает достаточно воздуха за счет своего большого диаметра и толкает летательный аппарат вперед с достаточной скоростью, обеспечивающей возникновение подъемной силы на крыльях, необходимой для подъема самолета, или, в случае вертолета, несущий винт создает тягу, направленную вниз для подъема аппарата. Эти традиционные типы движителей имеют большой вес, создают высокий уровень шумов, очень дороги и подвержены механическим отказам из-за большого количества движущихся частей. При конструировании летательных аппаратов также основными проблемами являются вибрации и вращающие моменты, что обусловливает необходимость обеспечения высокой прочности несущей конструкции, влекущего за собой увеличение веса, в связи с высокими нагрузками, вызываемыми этими вибрациями и вращающими моментами. При этом в связи с указанными нагрузками для самих двигателей необходимы части, изготовленные с высокой точностью, и в их конструкции должны использоваться прочные и тяжелые металлы.

[0006] В случае поршневого двигателя воздух и жидкое топливо в определенном соотношении засасываются в закрытые цилиндры через механические клапаны. Смесь сжимается в цилиндрах поршнями, соединенными с коленчатым валом. Когда поршень достигает верхней мертвой точки, в камере сгорания над поршнем создается искра, которая поджигает сжатую топливно-воздушную смесь, в результате чего возникает сила, двигающая поршень вниз и вращающая коленчатый вал. Коленчатый вал в таком двигателе соединен с коробкой передач, через которую осуществляется отбор мощности с понижением или повышением вращающего момента для передачи на воздушный винт самолета или в систему несущего винта вертолета. Коробки передач, валы и другие части, находящиеся под нагрузкой, должны быть изготовлены из твердой стали, чтобы выдерживать действующие на них вращающие моменты, что опять же влечет за собой увеличение веса летательного аппарата. Недостатки таких двигателей связаны с проблемами веса, вибраций, обледенения, запыления, тепловой неэффективности и высоких расходов на техническое обслуживание, причем на протяжении срока эксплуатации летательного аппарата отношение часов технического обслуживания к летным часам составляет примерно три к одному.

[0007] Существующие реактивные двигатели используют жидкое топливо для нагрева и расширения воздуха, проходящего через тяжелое колесо турбины, изготавливаемое с очень высокой точностью. Колесо турбины вращается со скоростью 30000 об/мин и вращает вал, расположенный на ее продольной оси и проходящий до воздухозаборника двигателя. К этому вала прикреплены хрупкие лопатки многоступенчатого компрессора, выполненные с очень высокой точностью, а потому очень дорогие, которые расположены под углом для направления воздуха на колесо турбины. В таких двигателях с высокой интенсивностью осуществляется непрерывный процесс горения топлива, в котором много топлива расходуется неэффективно на подогрев топлива и поддержание непрерывного горения, поскольку однажды начатый процесс горения должен поддерживаться для воспламенения топлива, подаваемого в камеру сгорания. Вой турбины создает очень высокий уровень шума, а большие выбросы частично сгоревшего топлива JP5 создают очень большую тепловую сигнатуру. Реактивные и турбореактивные двигатели также подвержены срыву пламени при изменениях мощности, и потому эти изменения должны быть медленными, что является дополнительным недостатком двигателей с вращающимися массами.

[0008] Реактивные и турбореактивные двигатели по своей природе очень уязвимы в отношении повреждения попадающими в них посторонними предметами, что связано с очень малыми допусками изготовления, хрупкостью лопаток турбины и скоростью, с которой они вращаются. Очень серьезные проблемы могут возникнуть при попадании в двигатель во время выполнения взлета или посадки даже очень малых предметов, таких как частицы пыли, вулканический пепел, птицы или любой обломочный материал. Это особенно справедливо для зон боевых действий или для спешно подготовленных посадочных полос, и малые объекты, попавшие в двигатель, могут вызвать повреждение, отказ двигателя и даже взрыв. Вес вращающихся масс и возникающие при этом силы в реактивных и турбореактивных двигателях обусловливают высокие требования к прочности конструкции летательного аппарата, что влечет за собой увеличение веса. Недостатком реактивных двигателей является также высокая стоимость их изготовления и большие расходы на техническое обслуживание. Большая площадь лобовой поверхности таких двигателей создает значительное профильное сопротивление движению летательного аппарата и большую отражающую площадь для радиолокационных станций.

Ракетные двигатели на твердом топливе

[0009] Традиционные ракеты представляют собой, грубо говоря, трубу с точно выдержанным и концентрическим сужением сечения, известным как сопло Лаваля или Вентури. Такой ракетный двигатель заполнен легко испаряющимся высокоэнергетическим топливом, которое сгорает в режиме, близком к детонации. Ракеты должны нести на борту полную массу топлива и окислителя. После запуска двигателя его уже нельзя выключить. Топливо часто очень ядовито и опасно в процессе изготовления и транспортировки. Такие двигатели также очень сложны и дороги в производстве. Кроме того, в их конструкции используются редкие материалы, и их части должны изготавливаться с очень высокой точностью.

[0010] Утечки в ракетах, как это показал взрыв "Челленджера", могут иметь очень серьезные последствия. Ракеты на твердом топливе практически представляют собой большой цилиндр взрывчатого вещества, который сгорает с контролируемой скоростью на грани детонации. Любые изменения смеси, возникшие, например, в результате попадания воздуха, могут вызвать детонацию ракетного двигателя. Детонация происходит, когда скорость горения превышает скорость звука для этого материала. Нахождение запаса окислителя на борту твердотопливной ракеты, когда она движется через атмосферу с высоким содержанием кислорода, представляет собой очень большую опасность. Такие ракеты создают очень высокий уровень шума, и обслуживающий персонал не должен находиться в зоне запуска.

Ракетные двигатели на жидком топливе

[0011] Считается, что Роберт X. Годдард осуществил первый запуск ракеты на жидком топливе в 1926 г.Педро Паулет (Paulet), перуанец, также заявлял, что он проводил эксперименты с ракетами на жидком топливе в 19-ом столетии, будучи студентом в Париже. Ракеты на жидком топливе несут на борту в отдельных баках запасы топлива и окислителя, которые по магистральным трубопроводам подаются в камеру сгорания. Ракеты на жидком топливе являются предпочтительными благодаря высокой плотности энергии на единицу массы оборудования, такого как баки, насосы и инжекторы.

[0012] В случае ракет на жидком топливе топливо и окислитель подаются из баков по трубопроводам в камеру сгорания с использованием турбонасосов или обычных насосов. Некоторые из этих насосов смешивают топливо с окислителем, закручивая их в вихре и обеспечивая перемешивание за счет центробежных сил. Другие средства смешивания представляют собой суживающиеся сопла, которые подают ингредиенты в плотном потоке, в котором они распыляются, в результате чего обеспечивается легковоспламеняющаяся смесь с более полным сгоранием.

[0013] Ракеты на жидком топливе имеют много недостатков, поскольку баки, насосы и подающие трубопроводы работают в условиях низких температур, содействующих разрушению баков в результате разрежения, которое создается в них в результате расходования топлива и окислителя. По этой причине, а также в связи с неустойчивостью ракеты, возникающей в результате движения жидкости в баках, и обледенением, увеличивающим вес, ракеты на жидком топливе представляют собой движительную систему, которая далека от идеала. Насосы и инжекторы, подвергающиеся действию температуры -253°С, температуры хранения кислорода и водорода, наиболее часто используемого топлива и окислителя, необходимо нагревать с помощью систем, в которых циркулирует горячий газ, то есть, для этой цели необходимо отбирать мощность двигателя и увеличивать вес и сложность конструкции летательного аппарата.

[0013] Способы зажигания в ракетах на жидком топливе не являются полностью безопасными. Нередки жесткие запуски, приводящие к взрывам, в результате которых во все стороны с высокой скоростью разлетаются многометровые обломки, создающие большую опасность для персонала и построек и сооружений космодрома. Это происходит, когда система зажигания не обеспечивает зажигание топливной смеси в нужное время и с требуемой интенсивностью. В это время в камере сгорания накапливается топливная смесь, и когда, наконец, система зажигания срабатывает, происходит взрыв. В зависимости от степени обогащения топливной смеси и давления взрывной волны такой взрыв может выбрасывать обломки с высокой скоростью на большие расстояния. Такие взрывы могут разрушать баки, в результате чего возникает опасность взрыва топливо-воздушной смеси.

[0015] Наиболее распространенные способы зажигания включают воспламенение смеси свечой зажигания, раскаленным электрозапалом и с использованием многих других аналогичных средств. В этих двигателях, в отличие от ракет на твердом топливе, можно регулировать тягу. По причине сложности и опасности ингредиентов большей частью используются однокомпонентные топлива. В связи с летучестью некоторых используемых смесей надежность источника зажигания имеет первостепенное значение.

[0016] Дозвуковые и сверхзвуковые прямоточные реактивные двигатели - это другой тип движительных систем со своими собственными проблемами. Эти двигатели не могут работать при нулевой воздушной скорости, и для них необходим другой источник мощности, который может обеспечить скорость летательного аппарата примерно 350 миль/час для создания потока воздуха, который достаточен для предотвращения обратного давления при подаче топлива. Дозвуковые прямоточные реактивные двигатели сжимают воздух и замедляют воздушный поток перед воспламенением до дозвуковой скорости, а сверхзвуковые прямоточные реактивные двигатели работают на сверхзвуковом воздушном потоке во всем рабочем диапазоне. С этими двигателями связано много технических проблем, например, время горения топлива, а именно, если топливо горит слишком медленно, то оно выбрасывается из двигателя до его полного сгорания. Другой серьезной проблемой, для которой пока не видно решения, являются волны звукового удара, которые прерывают ламинарный воздушный поток, нарушают распределение топлива и затрудняют регулирование температуры. В связи с этой проблемой регулирования температуры время полета при работе двигателя на сверхзвуковой скорости должно ограничиваться.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0017] В В изобретении предлагается воздушно-реактивный двигатель с регулируемой тягой, в котором используется пакетированное топливо и который может найти множество применений. Главной целью изобретения является создание легкого устройства для получения тяги, не создающего вращающего момента и вибрации, для обеспечения движения летательного аппарата. Такое устройство облегчает создание очень легкого летательного аппарата ввиду отсутствия вращающего момента и вибрации. Устройство может также использоваться и в других применениях, в которых требуется высокая скорость воздушного потока или получаемая тяга.

[0018] В изобретении используются аэродинамические формы для сжатия и ускорения поступающего воздуха перед его нагревом и ускорением коротким импульсом тепловой и кинетической энергии, получаемой из пакетов смеси окисляемых топлив. Затем нагретый и ускоренный воздух расширяется при его прохождении через устройство, создающее тягу. Способность инициировать периодические импульсы энергии является главным содержанием изобретения. Это осуществляется путем использования наночастиц алюминия, которые являются единственным топливом или же источником воспламенения для других топлив в небольшом прозрачном пакете. Возможность воспламенения наночастиц световым излучением высокой интенсивности через прозрачную пластмассовую оболочку пакета является одним из основных достоинств изобретения. Для этого размеры частиц должны быть меньше чем длины волн светового излучения.

[0019] Энергия светового излучения поглощается частицей, но не может излучаться обратно и поэтому вызывает быстрый нагрев частицы до температуры, превышающей температуру плавления. Когда частица расплавляется, ее оксидная пленка трескается, и открывается поверхность неокисленного алюминия. Высокая степень сродства алюминия к кислороду, входящему в состав соединений, таких как вода, или в состав воздуха, вызывает немедленное окисление и выделение тепла. Нанопорошки других металлов также обладают подобными свойствами, хотя алюминий отличается наиболее высоким уровнем выделяемой энергии.

[0020] В то время как наночастицы алюминия обеспечивают высокий уровень высвобождаемого тепла, их способность воспламенять другие топлива или более крупные частицы алюминия позволяет использовать их в качестве дешевого источника тепла для многих применений. При этом возможность воспламенения наночастиц алюминия дистанционно, световым излучением подходящей интенсивности, является уникальным достоинством алюминия. В настоящем изобретении осуществляется воспламенение упомянутых пакетов таким образом, что энергия направляется исключительно в требуемом направлении тяги в пульсирующем режиме, в результате чего обеспечивается максимальная передача тепла поступающему воздуху без необходимости использования механического компрессора для предотвращения обратного потока.

[0021] Пакет с топливом воспламеняется таким способом и в таком положении, что обеспечивается получение воздушного потока без использования вентиляторов, воздушных винтов или компрессоров. В настоящем изобретении используются упакованные крупинки топлива для обеспечения энергией воздушно-реактивного двигателя. Эти энергетические пакеты заполнены водой и имеют прозрачную оболочку. В пакетах находятся наночастицы алюминия, источник кислорода и другие окисляемые материалы (необязательный компонент). Топливные пакеты воспламеняются энергией светового излучения, действующего на наночастицы алюминия в камере сгорания, импульсного источника светового излучения высокой интенсивности, такого как импульсный источник света или лазер, или другие средства.

[0022] В результате сгорания выделяется достаточное количество тепла, и из камеры сгорания выбрасывается горячий пар, что приводит к увеличению скорости воздуха при прохождении через зону Вентури потока сгорания. Поскольку топливо подается в пакетах и может воспламеняться по команде, то двигатель можно мгновенно включать и выключать, то есть, он может работать в пульсирующем режиме. Прерывистое зажигание обеспечивает более полное использование тепловой энергии топлива и более низкую температуру выбрасываемых газов по сравнению с режимом непрерывного горения. Кроме того, для работы в крейсерском режиме и в режиме максимальной мощности могут использоваться разные смеси топлив, что повышает эффективность использования двигателя.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0023] На фигуре 1 приведен схематический вид в перспективе сечения воздушно-реактивного двигателя 100 по настоящему изобретению. Воздух поступает через передний воздухозаборник 106 и разделяется центральным рассекателем 115 потока, который поддерживается в кожухе 105 с помощью опорных стоек 135. Внутри центрального рассекателя 115 потока расположен отсек 130 с запасом пакетов 117 высокоэнергетического топлива (EFP). Вместо этого отсека с запасом пакетов топлива или в дополнение к нему может использоваться отдельное устройство хранения, расположенное снаружи кожуха 105, с подводящим трубопроводом (не показаны).

[0024] Когда требуется тяга, открывается обратный клапан 140, предотвращающий обратный поток, и пакет EFP 117 подается через магистраль 109 подачи воздуха и топлива в камеру 120 сгорания. Энергия светового излучения от импульсного источника 116 света или от другого средства воспламеняет наночастицы алюминия, содержащиеся в воде и в пакете EFP 117, когда он находится в камере 120 сгорания. Высокоэнергетические наночастицы создают очень высокие температуры, которые превращают окружающую воду в перегретый пар, а также воспламеняет другие топливные материалы, содержащиеся в пакете EFP 117.

[0025] В состав пакета EFP 117 может быть включено некоторое количество перекиси водорода для обеспечения повышенного содержания кислорода для окисления. Вода также предотвращает повышение температуры до уровня, который требует использования конструкции в камеры 120 сгорания огнеупорных материалов. В результате быстрого сгорания со сдерживанием роста температуры больше тепловой энергии используется для ускорения воздушного потока, вместо бесполезного нагрева стенок камеры 120 сгорания. Получаемый при этом высокотемпературный пар с высокой скоростью расширяется направленно из камеры 120 сгорания в зону 110 Вентури потока сгорания.

[0026] Это приводит к повышению температуры воздуха в зоне ПО Вентури потока сгорания кожуха 105 воздушного потока, к падению его плотности и к выходу воздушного потока через заднюю часть зоны ПО Вентури потока сгорания. Поток, выходящий из задней части зоны 110, определяется скоростью смеси пара и нагретого воздуха. После спада импульса давления клапан 142 продувки воздухом открывает путь для потока воздуха через впускной канал 145 из области повышенного давления на рассекателе 115 в магистраль 109 подачи воздуха/топлива и в присоединенную камеру 120 сгорания с передачей остаточного тепла в зону 110 Вентури потока сгорания и обеспечением свежего воздуха для воспламенения следующего пакета EFP 117.

[0027] Более холодный поступающий воздух, имеющий повышенную плотность и повышенное давление, заполняет объем низкого давления, создаваемый движением смеси с высокой скоростью через зону ПО Вентури потока сгорания. Поскольку расширяющийся пар имеет несколько меньшую плотность по сравнению с воздухом, то при его расширении в зону 110 Вентури потока сгорания он отдает тепло воздуху в тракте, в результате чего энтальпия воздуха увеличивается. В этом процессе относительная влажность воздуха увеличивается, поскольку нагрев приводит к более высокой энтальпии и к уменьшению плотности паро-воздушной смеси, которая должна расширяться с падением плотности, что сопровождается увеличением скорости. Такой способ передачи тепла более эффективен, чем нагрев и осушение воздуха в традиционной турбине.

[0028] Увлажненная паро-воздушная смесь имеет на выходе пониженную температуру, когда она расширяется и выходит сзади из заднего выпускного отверстия 108, и затем она замещается более холодным и более плотным воздухом, поступающим в кольцевую зону 107 прохождения потока. После передачи всего имеющегося тепла другой пакет EFP 117 перемещается из зоны 130 запаса пакетов в камеру 120 сгорания, и цикл повторяется.

Быстрота, с которой пакеты EFP 117 передаются и воспламеняются, определяет скорость воздуха, удельный массовый расход и тягу аппарата.

[0029] Направленность и конструкция камеры 120 сгорания и ее расположение относительно зоны 110 Вентури потока сгорания предотвращает возникновение обратного давления фронтом пара высокого давления в кольцевой зоне 107 прохождения потока даже при нулевой скорости поступающего воздуха. В результате движения с высокой скоростью потока паро-воздушной смеси происходит падение давления на кольцевой зоне 107 прохождения потока благодаря его скорости и низкой плотности. Это падение давления заставляет воздух проходить внутри кожуха 105 от передней кромки 106 воздухозаборника до заднего выпускного отверстия 108 через зону 110 Вентури потока горения.

[0030] Скорость воздушного потока зависит от температуры и скорости удаления расширяющегося теплового фронта от ввода энергии пакета EFP 117 в камере 120 сгорания. Эти скорости могут составлять 2 км/сек и более, в результате чего обеспечивается достаточная тяга для вертикального или горизонтального полета. Увлажненный и нагретый воздух проходит через зону 110 Вентури потока сгорания и расширяется сзади через заднее расширяющееся сопло 108 перед его выходом из двигателя.

[0031] В некоторых применениях устройство 100 или нескольких таких устройств 100 могут быть окружены внешним кожухом, в который засасывается воздух, нагревается внешним теплом двигателей и выбрасывается с более высокой скоростью, создавая дополнительную тягу. Этот поток более холодного воздуха может обеспечивать охлаждение двигателя и ослабляет или вообще устраняет тепловую сигнатуру. Идея конструкции заключается именно в том, чтобы избежать высоких температур сгорания и газа внутри двигателя, чтобы можно было использовать более легкие материалы. Это обеспечивается за счет использования прямого контакта топлива с водой, которая превращается в пар, а также в другие продукты сгорания для передачи энергии топлива воздуху, проходящему через двигатель.

[0032] Пакеты EFP 117 могут содержать разные количества высокоэнергетического нанопорошка алюминия и других топлив для обеспечения дополнительной возможности регулирования тяги. Такой двигатель будет в особенности востребован для зон боевых действий, поскольку у него отсутствует непрерывная тепловая сигнатура и шум, которые могут быть ослаблены или вообще подавлены. На уровнях крейсерской мощности двигателя пульсирующий режим работы позволяет обеспечивать близость характеристик выбрасываемых продуктов характеристикам окружающей атмосферы. Такой двигатель не имеет вращающихся масс, и поэтому он может выдерживать многократные попадания в него небольших фрагментов снарядов или бомб и продолжать работать.

[0033] В случае вертикального взлета, когда требуется очень большая тяга, сдерживание роста температуры, обеспечиваемое водой, позволяет добавить требуемые количества топлива с достаточным количеством воды, которая мгновенно превращается в пар, обеспечивая повышенную тягу, в результате чего через кожух 105 засасывается дополнительный воздух, обеспечивающий дополнительную подъемную силу. В воздушном потоке такого двигателя отсутствуют движущиеся части, и используются лишь механизмы, подающие пакеты EFP 117. Использование нанопорошка алюминия для воспламенения других топлив имеет много достоинств по сравнению с другими способами использования жидких топлив.

[0034] Пакеты EFP 117 могут быть воспламенены световым излучением высокой интенсивности или с помощью других бесконтактных средств. Нанопорошок алюминия содержит энергии на 46% больше, чем жидкие топлива, такие как бензин. Использование топлива в пакетированной форме обеспечивает возможность пульсирующего режима работы двигателя. Таким образом, при использовании летательного аппарата с таким двигателем он может осуществлять бесшумное нападение на противника, в режиме планирования, и мощность может обеспечиваться только в случае необходимости. Кроме того, в предложенной конструкции энергия звуковых волн участвует в ускорении выбрасываемого воздуха и концентрируется позади летательного аппарата на линии его движения, так что лишь малая часть звука излучается перед ним.

[0035] Создаваемый работой двигателя звук является пульсирующим и излучается на низкой частоте в отличие от двигателей современных летательных аппаратов, шум которых слышен за десятки миль. Все материалы топливных пакетов содержат энергию, которая будет потребляться в процессе горения, и эта энергия извлекается, не создавая никаких видимых или тепловых сигнатур. Пакеты с нанопорошком алюминия могут использоваться в качестве источника энергии воспламенения вместе с традиционными видами топлива для обеспечения энергией этого и других устройств. Интервалы времени между моментами воспламенения топлива должны быть достаточно продолжительными для использования всей тепловой энергии предыдущего цикла горения топлива и для установления устойчивого давления в воздушном потоке, поступающем в зону 110 Вентури потока сгорания.

[0036] Таким образом, вся энергия используется для отбрасывания воздуха назад, а не для засасывания воздуха в кольцевую зону 107, как это происходило бы в режиме непрерывного горения, при котором давление на входе в зону 110 Вентури потока сгорания падает. В идеальном случае двигатель имеет такие размеры, которые позволяют ему работать наиболее эффективно, за исключением интервалов работы на максимальной мощности, например, при взлете или при выполнении маневров. В этих интервалах предложенный двигатель способен обеспечивать очень высокие уровни мощности благодаря конструкции камеры 120 сгорания. В описанную конструкцию может быть дополнительно введен воздушный компрессор 148 для ускорения воздушного потока в трубке 145 в таких применениях, в которых интервалы между моментами воспламенения топлива недостаточны для обеспечения пополнения воздуха в камере 120 сгорания без использования вспомогательных средств.

[0037] Предлагаемое устройство также может использоваться в тех случаях, когда необходим высокоскоростной воздушный поток. В качестве таких применений можно указать, например, сбивание пламени пожара, очистка путей, выемка грунта, высушивание грязи или осушение воды, нахождение зарытых объектов, сдерживание толпы, бустерные двигатели взлета и т.п.Такое устройство может использоваться на аппаратах с дистанционным управлением для сдувания мусора и пыли с целью обнаружения мин и других объектов. Такое устройство может использоваться за пределами атмосферы, если его оборудовать заслонками на воздухозаборнике и использовать пар в качестве среды для массообмена. Для работы в космическом пространстве потребуется очень мало воды, причем могут использоваться даже сточные воды, возникающие в процессе жизнедеятельности космонавтов на борту космического корабля. Такая конструкция с остроконечным коническим центральным телом обеспечивает более быстрое ускорение воздуха по сравнению с конструкцией, показанной на фигуре 2, в которой используется свободный поток воздуха, однако максимальная тяга в такой конструкции ниже.

[0038] На фигуре 2 представлен схематический вид сечения модифицированного реактивного двигателя с высокоскоростным воздушным потоком, в котором используется устройство 200 зоны Вентури потока сгорания, и обеспечивается свободное прохождение потока в интервалах отсутствия нагрева для более эффективной передачи тепла, когда воздух поступает в устройство на входе 201 кожуха 205 основного воздушного потока и свободно проходит через устройство мимо группы камер 240 сгорания, упорядоченно расположенных по окружности монтажного кольца 208. Эти камеры 240 сгорания содержат пакеты 230 высокоэнергетического топлива (EFP), которые содержатся в раздаточном устройстве 235 и передаются по магистрали 220 подачи воздуха и топлива, снабженной обратным клапаном 215, предотвращающим обратный выброс горячих газов и яркого света через магистраль 220 в раздаточное устройство 235.

[0039] В интервалах отсутствия горения открыт клапан 213 продувки воздухом, обеспечивающий поступление воздушного потока в камеру 240 сгорания для выноса тепла и обеспечения воздуха для следующего цикла сгорания. В зависимости от величины требуемой мощности этот воздух может отбираться из воздушного потока во внешнем кожухе или обеспечиваться источником сжатого воздуха. Узел камер сгорания выполнен с возможностью его поворота на направляющей 225 для изменения угла 270 между осью 275 камер сгорания и осью 280 кожуха. При начальном запуске и интервалах работы на низких скоростях камеры 240 сгорания устанавливаются под минимальным углом для начального запуска, причем воздух, поступающий через воздухозаборник 201, имеет небольшую или нулевую скорость. В интервалах отсутствия горения поток воздуха, проходящий через кожух 205 основного воздушного потока в зоне 210 Вентури потока сгорания, не нарушается и является практически ламинарным, как это указывается прямыми линиями 250 потока до выхода из трубы через сопло 215.

[0040] На фигуре 2А показаны камеры 240 сгорания, установленные под минимальным углом 270 для осуществления запуска или работы на низкой скорости. При запуске воздух внутри зоны 210 Вентури потока сгорания не движется, и угол 270 камеры 240 сгорания обеспечивает отсутствие обратного потока, снижающего эффективность работы. При инициировании горения пакета 230 высокоэнергетического топлива камера 240 сгорания создает поток высокого давления, выходящий из выпускного канала 245 по траектории, показанной стрелкой 255.

[0041] Этот горящий разогретый поток отклоняется и нагревает воздух внутри зоны 210 Вентури потока сгорания, создавая эффект суживания прохода, иллюстрируемый немного изогнутыми линиями 260 потока. Топливо, сгорающее в камере 240 сгорания, также обеспечивает получение перегретого пара для продвижения подогретой и, возможно, еще горящей смеси по необходимой траектории в зоне 210 Вентури потока сгорания. Давление и поток, создаваемые перегретым паром, исключают необходимость в подающих насосах высокого давления и в соответствующих силовых блоках.

[0042] Тягу от такого устройства получают путем введения тепловой энергии пакета 230 высокоэнергетического топлива в форме тепловой волны высокого давления. Эти тепловые волны, исходящие из отдельных камер 240 сгорания по периметру кожуха 205 основного воздушного потока, сходятся в центре зоны 210 Вентури потока сгорания кожуха 205, формируя виртуальную систему Вентури. Когда эти потоки 260 сходятся, формируется сверхзвуковая ударная волна, в результате чего фронт волны ускоряется с увеличением исходной скорости, вплоть до шестикратного увеличения, в зависимости от угла схождения.

[0045] На фигуре 2В показаны камеры 240 модифицированного реактивного двигателя, расположенные под углом 285 к оси 280 кожуха, который больше угла 270, показанного на фигуре 2А. Увеличенный угол 285 необходим в случае высокоскоростного воздушного потока для формирования виртуального сужения зоны Вентури потока сгорания. Как показано на фигуре 2А, при инициировании горения пакета 230 высокоэнергетического топлива в камере 240 сгорания создается поток высокого давления, выходящий из выпускного канала 245 по траектории, показанной стрелкой 255.

[0044] Этот горящий разогретый поток отклоняется и нагревает воздух внутри зоны 210 Вентури потока сгорания, создавая эффект сужения прохода, иллюстрируемый изогнутыми линиями 265 потока. Это связано с тем, что топливо первоначально сгорает в камере 240 сгорания до введения его в воздушный поток в зоне 210 Вентури потока сгорания. Чем больше угол 285, тем выше скорость сверхзвуковой ударной волны, что является достоинством в случае более высоких воздушных скоростей, поскольку тепловая волна может вводиться не под таким острым углом к оси потока, показанным стрелкой 255. Это способствует формированию более концентрированного импульса и убыстрению ускорения воздушной массы.

[0045] Быстрое ускорение потока достигается за счет того, что угол схождения теплового фронта будет более острым, и поэтому будет возникать конусообразная воздушная масса, формируемая фронтом, для достижения более высокой скорости. Имеется диапазон предпочтительных углов 285, которые зависят от скорости воздушного потока, причем больший угол 285 камеры 240 сгорания возможен для более высокой скорости воздушного потока, проходящего через зону 210 Вентури потока сгорания.

[0046] Благодаря введению энергии из пакета 230 высокоэнергетического топлива поступающему воздуху передается больше тепловой энергии или энтальпии. Сходящийся по окружности тепловой фронт обеспечивает гораздо большую площадь контакта с воздухом, чем в случае воспламенения топлива в воздушном потоке, и поэтому обеспечивается гораздо более высокая эффективность. Поскольку поступающий воздух направляется внутрь от стенок кожуха 205, на кожух 205 действуют меньшие температурные напряжения.

[0047] Указанные волны могут двигаться со скоростью 2 км/сек или больше, в зависимости от используемого топлива или от сочетания топлив. Направление тепловых волн регулируется увеличением или уменьшением угла 285. Ось 275 камер 240 сгорания может быть регулируемой для использования увеличения скорости сверхзвуковой ударной волны на более высоких воздушных скоростях, в то время как оно служит в качестве средства предотвращения обратного давления на низкой или нулевой скорости поступающего воздуха. Эта возможность и то обстоятельство, что топливо по настоящему изобретению первоначально воспламеняется в камере 240 сгорания, а не в зоне 210 воздушного потока, обеспечивает время, достаточное для завершения стехиометрического горения топлива, прежде чем оно будет вынесено воздушным потоком, проходящим в кожухе 205. Такая обработка топлива обеспечивает использование всей энергии, извлеченной из топливного пакета, для движения воздуха вместо того, чтобы она терялась в форме выбрасываемого тепла.

[0048] В устройстве, предлагаемом в настоящем изобретении, могут использоваться смеси топлив, таких как метан, пропан, керосин или JP5 и многие другие. Эта возможность обеспечивается ввиду инициирования фронта горения в агломератах нанопорошка алюминия с помощью светового излучения. Поскольку пакеты с топливом, содержащим нанопорошок алюминия, подаются постепенно, один за другим, то это устройство, обеспечивающее движение воздуха с высокой скоростью, может быть практически мгновенно включено и выключено. Другим серьезным достоинством настоящего изобретения является отсутствие движущихся частей, в результате чего в процессе работы отсутствуют напряжения, создаваемые вращающими моментами или вибрацией. Таким образом, несущая конструкция летательного аппарата может иметь меньший вес, и, соответственно, все его части могут иметь гораздо более легкую конструкцию.

[0048] На фигуре 3 приведен схематический вид в перспективе сечения одного из вариантов пакета высокоэнергетического топлива. В прозрачном кожухе 310 удерживается смесь 305 наночастиц 320 алюминия с водой или с водой и с перекисью водорода. Смесь 305 может также содержать другие топлива во взвешенном состоянии, такие как более крупные частицы 315 алюминия и других топлив. Может использоваться тонкая алюминиевая капсула, герметизированная пленкой, по длине которой могут располагаться инициаторы 335 в форме наночастиц алюминия для ее воспламенения, и внутри капсулы находится смесь 340 углеводорода и кислорода. На одном конце алюминиевой капсулы 330 может быть пробка 325 из горючего материала, назначением которой является герметизация отверстия и обеспечение заполнения капсулы 330 смесью 340. Пробка 325 из горючего материала может быть выполнена таким образом, что она будет сгорать быстрее, чем инициаторы 335, или вместо них в применениях, в которых требуется, чтобы капсулу 330 можно было извлечь из зоны начального горения до ее полного окисления.

[0050] На фигуре 3А приведен схематический вид в перспективе пакета высокоэнергетического топлива. Указанные волны могут двигаться со скоростью 2 км/сек или больше, в зависимости от топлива или от сочетания топлив. Направление тепловых волн регулируется увеличением или уменьшением угла 285. Ось 275 камер 240 сгорания может быть регулируемой для использования увеличения скорости сверхзвуковой ударной волны на более высоких воздушных скоростях, в то время как оно служит в качестве средства предотвращения обратного давления на низкой или нулевой скорости поступающего воздуха. Эта возможность и то обстоятельство, что топливо по настоящему изобретению первоначально воспламеняется в камере 240 сгорания, а не в зоне 210 воздушного потока, обеспечивает время, достаточное для завершения стехиометрического горения топлива, прежде чем оно будет вынесено воздушным потоком в кожухе 205.

[0051] Такая обработка топлива обеспечивает использование всей энергии, извлеченной из пакета с топливом, для движения воздуха вместо того, чтобы она терялась в форме выбрасываемого тепла. В устройстве, предлагаемом в настоящем изобретении, могут использоваться смеси топлив, таких как метан, пропан, керосин или JP5 и многие другие. Эта возможность обеспечивается ввиду инициирования фронта горения в агломератах нанопорошка алюминия с помощью фотонных средств. Поскольку пакеты с топливом, содержащим нанопорошок алюминия, подаются постепенно, один за другим, то это устройство, обеспечивающее движение воздуха с высокой скоростью, может быть практически мгновенно включено и выключено. Другим серьезным достоинством настоящего изобретения является отсутствие движущихся частей, в результате чего в процессе работы отсутствуют напряжения, создаваемые вращающими моментами или вибрацией. Таким образом, несущая конструкция летательного аппарата может быть легче, и, соответственно, все его части могут иметь гораздо более легкую конструкцию.

[0052] Для различных применений могут использоваться самые разные конфигурации капсулы 330 с самыми разными смесями 340. Капсулы 330 обеспечивают более длительное время горения в двигателях увеличенных размеров, которые могут использоваться на аппаратах легче воздуха и могут работать на низкой воздушной скорости или при выполнении операций, требующих большой мощности. Использование пакетов 300, имеющих разный состав для обеспечения разных уровней мощности, позволяет осуществлять очень быстрые изменения тяги. Необходимо понимать, что рассмотренный пример пакета высокоэнергетического топлива не ограничивает объем изобретения, и возможны изменения, которые будут необходимы для полной реализации преимуществ предлагаемой в изобретении системы подачи топлива.

[0053] Далее, в некоторых применениях может оказаться целесообразным использовать в качестве кожуха пакета замороженную воду с наночастицами алюминия на летательных аппаратах, предназначенных для больших высот, где могут изготавливаться эти пакеты, которые могут иметь разные составы. Кожух 310 может иметь конструкцию, аналогичную конструкции капсулы 330, с окисляемой металлической оболочкой.

[0054] Другое достоинство предлагаемых двигателей заключается в том, что они могут составлять часть конструкции летательного аппарата, обеспечивая дальнейшее снижение веса и расходов, поскольку они недороги в производстве и могут перерабатываться для повторного использования или выбрасываться, когда заканчивается их срок службы. Вес такого устройства составляет примерно 10% от веса обычного газотурбинного двигателя, имеющего такой же диаметр. Можно предположить, что вес несущей конструкции летательного аппарата может быть уменьшен в такой же степени, поскольку резко снижается вес двигателя, и напряжения в элементах конструкции, вызываемые вибрацией и другими нагрузками, будут гораздо меньше.

[0055] Предлагаемый двигатель может использоваться не только на традиционных видах летательных аппаратов, но и на совершенно новых конструкциях, где он может обеспечивать широкие возможности ввиду высокой эффективности его работы. Аналогично, такое устройство предлагает новые возможности во многих других применениях, в которых требуется движение воздуха или тяга. В случае летательных аппаратов легче воздуха такое устройство, создающее тягу, представляет собой идеальное решение, поскольку оно может работать в задаваемом пульсирующем режиме, и в этом случае тяга не нужна для обеспечения подъема аппарата. Это устройство, способное работать в пульсирующем режиме на плавающем в атмосфере летательном аппарате, может обеспечивать ему возможность в течение продолжительного времени тихо "висеть" над определенным местом, используя топливо лишь для удерживания аппарата в заданной точке.

[0056] Предлагаемое в настоящем изобретении техническое решение может использоваться на самолетах и ракетах и представляет собой идеальную движительную систему для аппаратов легче воздуха в связи с малым весом двигателя и отсутствием вращающего момента и вибрации. Аппарат легче воздуха может быть построен вокруг прочной цилиндрической конструкции такого двигателя таким образом, что он будет иметь малую лобовую площадь. В результате аппарат будет иметь малое лобовое сопротивление и малую отражающую поверхность для радиолокационных станций, то есть, аппарат будет обладать характеристиками, особенно подходящими для боевого применения. Структурная целостность цилиндра, который является основной конструктивной частью этого устройства, делает этот двигатель безусловным кандидатом для применения в совершенно новых больших экранопланах, имеющих малый вес.

[0057] Хотя цилиндрическая форма имеет много достоинств, однако возможны и другие конфигурации, например, множество небольших камер сгорания, размещенных вдоль передней кромки аэродинамической поверхности для ускорения и расширения воздуха, проходящего под ней, для создания подъемной силы. Хотя изобретение было рассмотрено и описано со ссылками на конкретные предпочтительные варианты его осуществления, однако можно легко понять, что в них могут быть внесены небольшие изменения без выхода за пределы сущности и объема изобретения. Ниже прилагается формула изобретения, составленная в соответствии с описанием.

1. Воздушно-реактивный двигатель, содержащий:
кожух с передним воздухозаборником и задним выпускным отверстием, формирующий внутреннее пространство для воздушного потока внутренней стенкой, расположенной внутри кожуха;
центральный рассекатель воздушного потока, имеющий переднюю часть и заднюю часть, который расположен во внутреннем пространстве кожуха и соединен с внутренними стенками кожуха опорными стойками, причем внутреннее пространство кожуха обеспечивает прохождение воздушного потока между внутренними стенками кожуха и внешними стенками центрального рассекателя воздушного потока, в результате чего формируется кольцевая зона для прохождения потока, зона Вентури потока сгорания, прилегающая к задней части центрального рассекателя воздушного потока, и задняя выпускная часть кожуха; и
камеру сгорания, расположенную снаружи камеры основного воздушного потока, под углом к ней, рядом с задней частью центрального рассекателя воздушного потока и с зоной Вентури потока сгорания, причем камера сгорания соединена с отсеком запаса пакетов высокоэнергетического топлива, расположенного в центральном рассекателе воздушного потока, при этом пакеты высокоэнергетического топлива выполнены с возможностью воспламеняться в камере сгорания для получения прямой тяги двигателя в результате сгорания одной или нескольких высокоэнергетических наночастиц в пакете высокоэнергетического топлива и преобразования водного раствора в этом пакете, в результате чего создается положительный воздушный поток через внутреннее пространство кожуха, и сгоревшее топливо с ускорением выбрасывается во внутреннее пространство кожуха воздушного потока под острым углом.

2. Воздушно-реактивный двигатель по п. 1, в котором внутренний отсек с запасом пакетов, расположенный в центральном рассекателе воздушного потока, выполнен с возможностью пополнения из второй отдельной зоны хранения, соединенной с указанным внутренним отсеком.

3. Воздушно-реактивный двигатель по п. 1, содержащий также обратный клапан между внутренним отсеком с запасом пакетов и камерой сгорания.

4. Воздушно-реактивный двигатель по п. 3, содержащий также магистраль воздушного потока между обратным клапаном и камерой сгорания.

5. Воздушно-реактивный двигатель по п. 4, содержащий также впускной канал воздушного потока, соединенный с магистралью воздушного потока.

6. Воздушно-реактивный двигатель по п. 1, в котором сгорание пакета высокоэнергетического топлива обеспечивает получение перегретого потока.

7. Реактивный двигатель, содержащий:
кожух основного воздушного потока, имеющий внутреннее пространство для воздушного потока, формируемое внутренними стенками указанного кожуха, который имеет передний воздухозаборник, внутреннее пространство для воздушного потока и заднее выпускное отверстие;
камеры сгорания, расположенные под острым углом к продольной оси двигателя рядом с внутренним пространством для воздушного потока внутри кожуха для основного воздушного потока;
одно или несколько раздаточных устройств, соединенных, по меньшей мере, с одной из камер сгорания, подающих в камеры сгорания пакет высокоэнергетического топлива, причем пакет высокоэнергетического топлива выполнен с возможностью воспламеняться в камере сгорания и обеспечивать сгорание высокоэнергетических наночастиц в пакете высокоэнергетического топлива с преобразованием водного раствора, содержащегося в этом пакете, с обеспечением непрерывного воздушного потока через внутреннее пространство кожуха основного потока и тяги реактивного двигателя.

8. Реактивный двигатель по п. 7, содержащий также обратный клапан между раздаточным устройством и камерой сгорания.

9. Реактивный двигатель по п. 8, содержащий также магистраль воздушного потока между обратным клапаном и камерой сгорания.

10. Реактивный двигатель по п. 7, в котором сгорание пакета высокоэнергетического топлива обеспечивает получение перегретого потока.

11. Реактивный двигатель по п. 7, в котором раздаточное устройство может быть пополнено из отдельного второго отсека с запасом пакетов.

12. Реактивный двигатель по п. 7, в котором камеры сгорания выполнены с возможностью их установки с изменяемым углом для изменения тяги ракетного двигателя.

13. Реактивный двигатель по п. 7, в котором пакет высокоэнергетического топлива содержит наночастицы алюминия.

14. Способ получения положительной тяги реактивного двигателя, содержащего кожух для создания основного воздушного потока, имеющего воздухозаборник, внутреннее пространство для воздушного потока и заднее выпускное отверстие;
а также, по меньшей мере, одну камеру сгорания, при этом способ включает:
- подачу пакетов высокоэнергетического топлива в камеру сгорания;
- обеспечение воспламенения пакетов высокоэнергетического топлива в камере сгорания;
- обеспечение сгорания высокоэнергетических наночастиц в пакете высокоэнергетического топлива с получением положительного воздушного потока через внутреннее пространство кожуха основного воздушного потока и обеспечение положительной тяги реактивного двигателя.

15. Способ по п. 14, включающий также ограничение обратного воздушного потока из камеры сгорания в раздаточное устройство с помощью обратного клапана.

16. Способ по п. 14, включающий также использование магистрали, подходящей к раздаточному устройству, для содействия подаче пакетов высокоэнергетического топлива в камеру сгорания.

17. Способ по п. 16, в котором магистраль содержит впускной канал воздушного потока.

18. Способ по п. 14, в котором пакет высокоэнергетического топлива содержит наночастицы алюминия.

19. Способ по п. 14, в котором угол установки камеры сгорания выполнен с возможностью изменения тяги реактивного двигателя.

20. Способ по п. 14, в котором сгорание пакета высокоэнергетического топлива создает перегретый поток.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя.

Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора и камеру сгорания, газовую турбину, вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, и реактивное сопло.

Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, два компрессора, камеру сгорания, по меньшей мере две газовые турбины, по меньшей мере два вала, соединяющих компрессоры и газовые турбины, реактивное сопло и систему подачи водородного топлива.

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.

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.
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.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

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.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит основной воздухозаборник, основную камеру сгорания, камеру переменного сечения, смесительную камеру, основное сопло, основной инжектор топлива, устройство инициирования пульсирующего режима горения. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель дополнительно содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей, каждый из которых снабжен воздухозаборником, камерой переменного сечения, инжектором топлива и камерой сгорания. Мини-двигатели примыкают к внутренним стенкам камеры переменного сечения, расположены вдоль спирали и ориентированы вдоль этой же спирали. Мини-двигатели расположены в три продольных ряда. Изобретение направлено на повышение стабильности работы, особенно на дозвуковых скоростях, повышение коэффициента тяги двигателя, повышение эффективности. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель содержит наружный корпус, центральное тело, воздуховод, по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, турбонасос и дозвуковую турбину. Центральное тело соединено с наружным корпусом конструктивными связями и образует с ним входной канал для воздуха. Первая ступень воздушного компрессора содержит первую турбину, расположенную в центральном теле, и первый ротор с лопатками, которые расположены в воздуховоде и могут избирательно приводиться посредством первой турбины для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Турбонасос содержит насос, питаемый жидким водородом из водородного бака для ввода водорода в нагреватель, расположенный в наружном корпусе позади центрального тела. Дозвуковая турбина привода насоса получает водород, собранный на выходе нагревателя и частично расширившийся. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород передается на первую турбину, представляющую собой сверхзвуковую турбину, для функционирования в режиме турбореактивного двигателя. Выходящий из первой сверхзвуковой турбины водород далее собирается в первых трубопроводах внутри центрального тела для отправки в камеру сгорания, образованную внутри корпуса позади центрального тела. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород отправляется непосредственно в камеру сгорания с помощью топливных форсунок для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Изобретение позволяет избежать использования жидкого кислорода и создать компактный двигатель более простой конструкции со сниженной массой и улучшенными рабочими характеристиками. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх