Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления


 


Владельцы патента RU 2587509:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Группа изобретений относятся к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие [Системы защиты летательных аппаратов вооруженных сил стран НАТО от управляемых ракет].

Лазерное оружие является оружием направленной энергии мощного лазерного излучения. Оно имеет ряд преимуществ:

- низкую стоимость применения по сравнению с боеприпасами артиллерийского и ракетного оружия;

- «глубокий магазин» - боезапас лазера ограничен только запасами топлива;

- высокая точность поражения.

Основой такой системы поражения является мощное лазерное устройство. За рубежом и в нашей стране для создания лазерного устройства большой выходной мощности разрабатывают автономные системы, которые обладают высокими массогабаритными характеристиками. Такие системы имеют наземное или морское базирование [Разработка за рубежом боевых лазерных систем для борьбы с низко летящими целями. Зарубежное военное обозрение №4, 2014, Разработка лазерного оружия для надводных кораблей ВМС США. Зарубежное военное обозрение №6, 2014.], где проблемы веса и места для их размещения не являются принципиально важными и определяющими. В авиации в настоящее время такие системы могут быть установлены только на специальных транспортных самолетах с большой грузоподъемностью.

Большие мощности излучения (более 100 кВт) можно получить с помощью газодинамических CO2-лазеров на жидких компонентах, которые эффективны, благодаря следующим особенностям:

- прямому преобразованию тепловой энергии в лазерное излучение;

- отсутствию электрических источников питания большой мощности;

- отсутствию дополнительных устройств для выброса отработанных газов в атмосферу;

- сравнительной простоте принципа работы.

Так как газы CO2 + N2 + H2O всегда присутствуют в газовом потоке турбореактивных двигателей, то бортовые газодинамические лазеры могут быть созданы на базе функционирующих силовых установок летательных аппаратов.

В газодинамическом лазере (ГДЛ) основным энергоносителем является азот - N2, а излучающим газом - СО2. Для перекачки энергии в молекулы СО2 используются колебательно возбужденные молекулы азота, обладающие большим временем колебательной релаксации. В процессе нагрева смеси газов молекулы СО2 и N2 возбуждаются при столкновении друг с другом. Однако молекула N2 имеет 8 уровней возбуждения и только один первый уровень резонансно связан с верхним лазерным уровнем молекулы СО2. Так как колебательные уровни СО2 и первый уровень N2 близки по частоте, то происходит резонансный обмен энергией от возбужденных молекул N2 к молекулам СО2. Влияние же остальных возбужденных уровней на возбуждение молекулы СО2 незначительно. Но так как молекулы первого возбужденного уровня составляют 8% от всей энергии газа, то максимальное КПД лазерного излучения смеси СО2 - N2 не превышает 3,5%.

Известен (патент РФ №2516985) «Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления», в котором элементы лазера интегрированы в контур газотурбинного двигателя. Такой способ включает процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение рабочего тела на лопатках турбины высокого давления и в реактивном сопле. Для создания инверсии населенности вращающаяся сопловая решетка лазера разработана на основе турбины

высокого давления. Рабочие лопатки этой турбины выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, после которых установлена биротативная турбина активного облопачивания. Скорость выхода рабочего газа из турбины, названной суперреактивной, сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении равен ≅90 градусов. В таком двигателе в процессе сверхзвукового расширения газового потока создается инверсия населенности, вызывающая когерентное лазерное излучение, которое, поступая в проточный оптический резонатор, фокусируется и выводится на систему управления лучом. Сверхзвуковой газовый поток, выходящий из оптического резонатора, поступает на турбину низкого давления и далее на реактивное сопло, создавая тягу.

Недостатком данного способа работы авиационного двигателя является низкий уровень перепада давления на каскаде высокого давления, который даже у перспективных двигателей не превышает величин более 4-6. Последнее ограничивает кпд излучения рабочего тела на уровне 0,5-1,0%.

Кроме того, наличие сопел Лаваля на лопатках турбины высокого давления и установка в двигателе между турбинами высокого и низкого давления оптического резонатора ухудшит тяговые характеристики двигателя. Данный патент выбран в качестве прототипа.

Технической задачей предлагаемой группы изобретений является создание способа работы турбореактивного двигателя и устройство для его осуществления, в первый контур которого интегрированы элементы газодинамического лазера, обеспечивающие высокую мощность лазерного излучения при минимальных массогабаритных характеристиках.

Газодинамический лазер традиционно состоит из трех основных элементов: нагревателя газового потока (газогенератора), сопловой решетки, обеспечивающей адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс за счет движения их со сверхзвуковой скоростью и оптического резонатора.

Техническая задача достигается тем, что используется способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий процессы сжатия

воздуха в компрессорах высокого и низкого давлений, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для придания ему сверхзвуковой скорости. При этом расширение газового потока осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней неподвижного сверхзвукового продолжения расширяющейся части сопла Лаваля. Такая турбина низкого давления двигателя не только обеспечивает вращение компрессора низкого давления, но одновременно выполняет функции сопловой решетки.

Предлагаемая структура ГДЛ предусматривает, что камера сгорания, находящаяся в первом контуре двигателя, используется в качестве газогенератора. В ней в результате сгорания топлива происходит формирование и нагрев (тепловая накачка) газового потока. Газовый поток обеспечивает создание тяги и одновременно его нагретые до высоких температур газы CO2 и N2 участвуют в создании лазерного излучения.

Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс, движущихся со сверхзвуковой скоростью, обеспечивает сопловая решетка, особенность которой состоит в том, что она бинарная и одна ее часть построена на основе турбины низкого давления, у которой лопатки выполнены в виде совокупности сопел Лаваля, а вторая часть в виде неподвижной расширяющейся части кольцевого сопла Лаваля, установленного на минимальном расстоянии от вращающейся турбины.

Перепад температур сверхзвукового газового потока, проходящего через сопловую решетку, создает в газовом потоке инверсию населенности, равную разности между плотностями населенности верхнего и нижнего энергетических уровней молекул СО2. С некоторого момента от начала расширения газового потока быстрое падение населенности верхнего уровня молекул СО2 сменяется их медленным падением, тогда как населенность нижнего уровня продолжает уменьшаться с заметной скоростью. В результате возникает разность плотностей населенности

между верхним и нижним уровнями. Разности энергий верхних и нижних состояний определяют энергию, которая преобразуется в лазерное излучение.

При построении ГДЛ в основном контуре двигателя после бинарной сопловой решетки дополнительно устанавливают только оптический резонатор и створки, закрывающие его зеркала.

Оптический резонатор представляет собой проточное устройство с установленными внутри друг против друга зеркалами, ось которых перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из сопловой решетки газ с высоким уровнем инверсии населенности, который генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн (10,6 мкм). Резонатор, кроме того, фокусирует и выводит когерентное лазерное излучение на систему наведения излучения на цель.

В таком турбореактивном двигателе газовый поток постоянно в течение всего полета ЛА проходит через ГДЛ, обеспечивая высокую готовность лазера к применению. Кроме того, он создает высокую мощность излучения, благодаря большому секундному расходу газа через сопловую решетку. При этом обеспечиваются минимальные массогабаритные характеристики лазера, так как они определяются только аналогичными характеристиками оптического резонатора и системы включения и выключения ГДЛ.

Кроме того, при прекращении работы газодинамического лазера путем закрытия зеркал резонатора створками для исключения их прогара уменьшают мощность излучения лазера, для чего двигатель переводят на режим малой тяги.

При таком способе достигается большая по сравнению с прототипом степень расширения газового потока, обеспечивающая более высокую инверсию населенности, а следовательно, и более высокую мощность лазерного излучения.

Предлагаемый авиационный газотурбинный двигатель с газодинамическим лазером состоит из входного направляющего аппарата, компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания, турбин высокого и низкого давления, выходного сопла и элементов ГДЛ, интегрированных в первый контур двигателя.

При этом в ГДЛ качестве газогенератора используется камера сгорания газотурбинного двигателя, в которой в результате сгорания топлива (тепловая накачка) происходит тепловое возбуждение смеси газов СО2, N2, H2O и других.

Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс осуществляется бинарной системой. В такой системе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля. Минимальное критическое сечение между лопатками такой турбины, названной суперреактивной, находится в районе входной кромки. Скорость выхода рабочего тела из суперреактивной турбины сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении близок к 90 градусов. За суперреактивной турбиной низкого давления на минимальном расстоянии от вращающейся турбины устанавливается неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля. На срезе неподвижной расширяющейся части сопла устанавливается кольцевой оптический резонатор, который представляет собой проточное устройство с расположенными внутри друг против друга зеркалами. Ось резонатора перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из бинарной системы газ с высоким уровнем инверсии населенности. Переход в резонаторе молекул CO2 из высокоэнергетических состояний в состояния с меньшей энергией генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн. Резонатор фокусирует лазерное излучение и выводит его через специальное окно из двигателя. Включение и выключение лазерного излучения в процессе работы газотурбинного двигателя обеспечивается с помощью системы управления, сигнал от которой поступает на ее исполнительные

элементы. В качестве исполнительных элементов системы управления включением и выключения лазера используются продольные створки, открывающие или закрывающие зеркала оптического резонатора. Чтобы при закрытии не прожечь створки лазерным лучом, необходимо сначала на короткое время прекратить излучение путем приведения инверсии населенности к нулю, а потом переместить створки, закрыв ими зеркала. Кратковременно резко снизить инверсию населенности газового потока можно путем перевода двигателя в режим малой тяги.

На фиг. 1. показана схема двухконтурного авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером.

На схеме изображены: входной направляющий аппарат с компрессором низкого давления - 1, разделительный корпус - 2, компрессор высокого давления - 3, корпус второго контура 4, камера сгорания - 5, направляющий аппарат турбины высокого давления - 6, турбина высокого давления - 7, направляющий аппарат турбины низкого давления - 8, турбина низкого давления - 9, неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля - 10, исполнительные элементы системы включения и выключения излучения - 11, оптический резонатор - 12, система прицеливания - 13, выходное сопло - 14, выходное сопло второго контура - 15.

Двухконтурный авиационный газотурбинный двигатель работает следующим образом. Набегающий поток воздуха поступает во входной направляющий аппарат, сжимается компрессором низкого давления 1 и в разделительном корпусе 2 делится на две части. Одна часть поступает в корпус второго контура 4, а вторая идет в первый контур на компрессор высокого давления 3. Воздух высокого давления и топливо (не показано) поступают на камеру сгорания 5. В результате горения на выходе камеры сгорания образуется высокотемпературный газовый поток. В объеме газового потока процентное содержание молекул углекислого газа CO2 для различных условий работы двигателя составляет от 2,7% до 6,9%, а содержание молекул азота N2 от 75,3% до 77,2%.

Высокотемпературный газовый поток, проходя через направляющий аппарат турбины высокого давления 6, поступает на турбину высокого давления 7, которая приводит во вращение вал компрессора высокого давления. Выходной газовый поток с турбины высокого давления поступает на направляющий аппарат 8 и далее на турбину низкого давления 9, которая приводит во вращение вал компрессора низкого давления. Рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, образуя вращающуюся сопловую решетку. Газовый поток, проходя через нее, расширяется, увеличивает скорость до сверхзвуковой, при этом на ее выходе снижается температура и давление газа. С выхода турбины низкого давления расширенный газовый поток поступает на неподвижную расширяющуюся часть кольцевого сопла 10, где еще сильнее расширяется.

Сверхзвуковой газовый поток с инверсией населенности проходит через оптический резонатор 12, в котором создается и фокусируется лазерное излучение в диапазоне 10,6 мкм и направляется на систему прицеливания 13. Кроме того, из оптического резонатора сверхзвуковой газовый поток поступает на выходное сопло 14, создавая реактивную тягу.

Воздух второго контура, проходя через сопло 15, увеличивает общую тягу, кроме того, его ответвления (не показано) используются для охлаждения некоторых нагретых узлов двигателя.

Лазерное излучение включается и выключается с помощью створок 11, выполненных из термостойкой керамики, которые являются исполнительными элементами системы управления газодинамическим лазером. В зависимости от знака сигнала управления с борта ЛА обеспечивается ввод или вывод створок в оптический резонатор, т.е. закрытие или открытие его зеркал, а следовательно, включение или выключение ГДЛ.

В газодинамическом лазере мощность излучения определяется выражением N=W×G,

где W - удельная мощность излучения лазера,

G - секундный расход газа через сопловую решетку.

Проведенные расчеты показывают, что при полете на высоте 10 км (наружное давление Рнар=0,0265 МПа) и при скорости полета М=1,5 степень понижения давления на рабочем колесе турбины низкого давления Пт≅2,7, а на неподвижной расширяющейся части сопла Пс=8,44. В результате степень понижения давления в бинарной системе 2,7*8,44≅22,8.

Полная температура газа перед турбиной низкого давления Т4=1180 К, а за турбиной Т5=954 К. Статическая температура рабочего газа на выходе из неподвижной расширяющейся части сопла Т6=558 К, а скорость истечения из него газа Мс=2,015.

При давлении газа перед турбиной низкого давления Р0=5 атм и температуре Т0=1180 К удельная мощность равна W=10 кВт/(кг/с) [В.Н. Макаров, С.А. Лосев Газодинамические лазеры при невысоких начальных температурах. Письма в ЖТФ, том 22, вып. 3, 1996]. При расходе газа через сопловую решетку 60-80 кг/с и удельной мощности излучения 10 кВт/(кг/с) можно получить мощность лазерного излучения 600-800 кВт, которой в избытке хватит для поражения цели. Так как мощность газодинамического лазера зависит от секундного расхода газа через сопловую решетку, то ее значением можно управлять, изменяя режим работы двигателя.

Разработка и изготовление авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером для нашей авиационной промышленности не вызывает серьезных трудностей и проблем.

1. Способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий процессы сжатия воздуха в компрессорах высокого и низкого давлений, создание в камере сгорания высокотемпературного газового потока, расширение его на турбинах высокого и низкого давления для создания тяги, а также формирование и вывод лазерного излучения с помощью оптического резонатора, отличающийся тем, что процесс расширения газового потока осуществляют в бинарной системе, включающий процесс сверхзвукового расширения газа на рабочих лопатках турбины низкого давления, которые выполнены в виде сопел Лаваля, и дальнейшего сверхзвукового расширения в неподвижной расширяющейся части кольцевого сопла Лаваля, обеспечивающих создание в сверхзвуковом потоке инверсии населенности, которую используют для формирования и вывода когерентного лазерного излучения, при этом для выключения газодинамического лазера двигатель переводят на режим малой тяги и закрывают створками зеркала оптического резонатора.

2. Авиационный газотурбинный двигатель, включающий входной направляющий аппарат, компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, систему генерации и вывода когерентного излучения и реактивное выходное сопло, отличающийся тем, что рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, обеспечивающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода в абсолютном движении, близким к 90 градусов, при этом за турбиной низкого давления установлена неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания, кроме того, на двигателе установлены исполнительные элементы системы включения и выключения лазерного излучения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к квантовой электронике и может быть использовано для создания кислородно-йодных лазеров. Способ получения инверсной населенности на атомах йода заключается в оптической накачке газового потока.

Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле.

Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании газодинамического тракта непрерывного химического лазера с выхлопом лазерного газа в атмосферу, а также элементов системы восстановления давления (СВД) этих лазеров.

Изобретение относится к области квантовой электроники и может быть использовано при создании источников когерентного излучения на переходах состояний атомов йода и, дополнительно, молекул окиси углерода.

Изобретение относится к лазерной технике, к конструкциям сопловых блоков для проточных газовых лазеров. .

Изобретение относится к квантовой электронике, в частности к газовым лазерам, которые могут быть использованы в различных отраслях народного хозяйства для технологических целей.

Изобретение относится к области квантовой электроники и может быть использовано при создании сопловых блоков газодинамических лазеров. .

Изобретение относится к области лазерной техники, а точнее к проблеме создания электрогазодинамических СО-лазеров с практически непрерывным временем работы. .

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 области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя. Дозатор имеет цилиндрическую часть (121), содержащую две канавки циркуляции текучей среды (123), каждая из которых содержит выходное отверстие (125). Опора подвода текучей среды (110) жестко соединена с неподвижной частью турбовинтового двигателя. Опора содержит цилиндрическую часть (111) с двумя отдельными проходами (113), открытыми к трубам подвода текучей среды (44), каждый из которых радиально выходит в одну из канавок дозатора. Ванночка (130) жестко соединена с дозатором и содержит цилиндрическую часть (131) с двумя каналами (132). В каждый канал подается текучая среда через одно из выходных отверстий дозатора, причем каждый канал выходит к камере силового цилиндра управления. Достигается снижение габаритов механизма управления ориентацией лопастей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх