Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель


 


Владельцы патента RU 2613755:

Федеральное государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" (RU)

Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель включает турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания турбореактивного двигателя, а также расположенный соосно последнему прямоточный контур. Прямоточный контур соединен через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания. Внутренний канал форсажной камеры турбореактивного двигателя соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура. Изобретение направлено на повышение эффективности прямоточного двигателя летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей полета от дозвуковой до Мп = 4 и выше. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

.

 

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов, предназначенных для применения в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Известны прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) для летательных аппаратов, предназначенных для полетов при высоких значениях скорости (см., например, «Теория реактивных двигателей.»/Под ред. Б.С.Стечкина, ТИОП, 1958 г., стр. 399-423).

В прямоточном ВРД сжатие воздуха осуществляется за счет скоростного напора, а тепло к рабочему телу подводится в камере сгорания. При малых скоростях полета ПВРД неэффективен, однако при больших числах М полета (Мп>3,5) ПВРД имеют более благоприятные характеристики по сравнению с турбореактивным двигателем (ТРД) по удельной тяге при одинаковом количестве подведенного в камере сгорания тепла.

Недостатком ПВРД является его низкая эффективность при малых скоростях полета летательного аппарата.

Известны турбореактивные двигатели (ТРД), в том числе с применением дожигания топлива в форсажной камере (ТРДФ) (см., например, упомянутый выше источник, стр. 130-306), в которых сжатие воздуха осуществляется компрессором, приводимым во вращение расположенной за камерой сгорания газовой турбиной. Повышение коэффициента сжатия воздуха в компрессоре и увеличение температуры газа в камере сгорания повышают эффективность этого класса воздушно-реактивных двигателей, однако вследствие ограничения температуры газа перед турбиной удельная тяга ТРД по мере возрастания числа Мп снижается, и этот тип двигателей летательных аппаратов становится неэффективным на сверхзвуковых скоростях полета. Применение на турбореактивных двигателях ТРДФ форсажных камер позволяет повысить удельную тягу по сравнению с ТРД, особенно на средних значениях числа М полета, однако уже при М полета выше 2,3-2,5 и в особенности при Мп>3,0 ТРДФ уступают по эффективности ПВРД.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание универсальной силовой установки летательных аппаратов, работающей в широком диапазоне скоростей (от 0 до М=5) и высот (от 0 до 30000 м).

С целью устранения неэффективности ПВРД при низких значениях М полета и ТРД (ТРДФ) при высоких значениях скорости полета, для летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей от дозвуковой до Мп=5,0, предлагается техническое решение, сочетающее оптимальные характеристики ТРДФ и ПВРД.

В качестве примера рассмотрим турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД) на базе авиационного двухконтурного двигателя РД-1700Ф (с форсажной камерой).

За турбиной низкого давления (ТНД) двигателя РД-1700 установлен лепестковый смеситель 2 потоков первого и второго (вентиляторного) контуров. За ним располагается форсажная камера 4, содержащая топливные форсунки 5. Перед стабилизаторами пламени форсажной камеры 6 происходит смешение потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом.

Форсажная камера 4 снабжена перфорированными экранами 7 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.

Непосредственно за камерой сгорания ТРД 1 установлена система измерения температуры, включающая термопары 9 для измерения температуры поступающего к лопаткам турбины 8 газа. На выходе форсажной камеры 4 установлено сужающееся сопло 10, которое расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему.

Соосно с ТРДФ располагается прямоточный контур 19 с камерой сгорания 11, содержащей форсунки для подачи топлива 12 и радиальные стабилизаторы пламени 13. Камера сгорания прямоточного контура 11 снабжена перфорированными экранами 3 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения. Воздух к камере сгорания 11 поступает из воздухозаборника летательного аппарата 14 через отсечное устройство 15 и диффузор 16 для снижения скорости потока на входе в камеру сгорания 11.

Радиальные стабилизаторы пламени 13 выполнены V-образного профиля и соединены с внутренней полостью форсажной камеры 4 для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры 4 внутрь камеры сгорания прямоточного контура ТПВРД 11 с целью стабилизации горения топлива в ней при относительно низкой температуре поступающего из воздухозаборника 14 воздуха.

Внутри радиального стабилизатора пламени 13 установлены перфорированные трубы 17 с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора дополнительного количества топлива и продуктов горения с целью создания переобогащенной топливо-воздушной смеси для повышения устойчивости горения подаваемого в камеру сгорания прямоточного контура 11 через форсунки 12 топлива.

Топливные форсунки 12 выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука (см., например, патент РФ №2210026) для улучшения качества распыла топлива и повышения эффективности его сгорания в камере сгорания 11 прямоточного контура.

Прямоточный контур ТПВРД 19 снабжен на выходе реактивным соплом 18 с регулированием критического сечения 20 и выходной части 21 как в условиях совместной работы ТРДФ и прямоточного контура 19 на высокой скорости полета летательного аппарата, так и при работе только ТРДФ без подачи топлива в прямоточный контур 19 при относительно низких значениях скорости полета.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

Из воздухозаборника 14 летательного аппарата воздух поступает на вход компрессора низкого давления (вентилятора) ТРД, где осуществляется повышение его давления, после чего часть этого воздуха поступает в компрессор высокого давления для дополнительного сжатия, а затем в основную камеру сгорания, где осуществляется подогрев его путем сжигания топлива. Продукты сгорания поступают на вход турбины высокого давления 8, соединенную валопроводом с компрессором высокого давления, затем на вход турбины низкого давления (ТНД), соединенной валопроводом с вентилятором.

Выходящие из ТНД газы смешиваются в лепестковом смесителе 2 с потоком воздуха второго контура и поступают на вход форсажной камеры 4.

Установленная за камерой сгорания 1 система измерения температуры, включающая термопары 9, измеряет температуру газа. В случае превышения ее над заданным значением (соответствующим температуре газа 1460К за камерой сгорания ТРДФ перед турбиной высокого давления 8) регулятор снижает подачу топлива в камеру сгорания (что приводит к снижению частоты вращения роторов) для предотвращения перегрева лопаток турбины 8.

При достижении заданной скорости полета Мп=0,8 осуществляется запуск форсажной камеры кратковременным впрыском порции топлива в камеру сгорания (т.н. «огневая дорожка»). В форсажной камере 4 за стабилизаторами пламени происходит сжигание топлива, подаваемого через топливные форсунки 5, и продукты сгорания поступают в реактивное сопло 10, обеспечивая создание реактивной тяги.

При достижении скорости полета Мп=2,0 открывается отсечное устройство 15 и воздух из воздухозаборника 14 поступает через диффузор 16 в камеру сгорания 11 прямоточного контура 19. В камеру сгорания 11 через форсунки 12 вихревого типа поступает распыленное топливо, воспламеняющееся за стабилизаторами пламени 13, во внутреннюю полость которых поступают продукты горения с высокой температурой из форсажной камеры 4. Поступающие продукты горения для улучшения поджигающей способности за стабилизаторами пламени 13 дополнительно «обогащены» топливом.

Для оптимизации работы ТПВРД во всем диапазоне режимов полета предусматривается регулирование критического сечения 20 сопла Лаваля 18.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает оптимальные условия для разгона летательных аппаратов от минимального устойчивой скорости полета самолета до Мп=5 и полета летательных аппаратов по необходимой траектории. Оптимизация характеристик двигателя летательного аппарата обеспечивается благодаря тому, что при низких значениях скорости полета работает только турбореактивный двигатель, обеспечивающий оптимальные характеристики по расходу топлива, при средних значениях скорости полета, когда тяги ТРД не хватает, включается форсированный режим ТРДФ, что является оптимальным для этого диапазона скоростей, а при достижении скорости полета Мп>2 включается дополнительно прямоточный контур ТПВРД 19, при этом доля ТРДФ в создаваемой тяге заметно снижается и сводится при Мп>3 к обеспечению стабилизации горения топлива в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 в условиях относительно низкой температуры воздуха на входе в камеру сгорания.

1. Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД), включающий турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания ТРДФ, а также расположенный соосно ТРДФ прямоточный контур, соединенный через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания, содержащую форсунки для подачи топлива в камеру сгорания и стабилизаторы пламени,

отличающийся тем, что

внутренний канал форсажной камеры ТРДФ соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура.

2. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что внутри радиального стабилизатора пламени расположена перфорированная труба с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора продуктов горения из внутренней полости форсажной камеры и дополнительного количества топлива.

3. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что ТРДФ выполнен двухконтурного типа со смешением перед стабилизаторами пламени форсажной камеры потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом.

4. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло ТРДФ расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему.

5. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что форсажная камера ТРДФ и камера сгорания прямоточного контура снабжены перфорированными экранами для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.

6. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что топливные форсунки камеры сгорания прямоточного контура с целью улучшения качества распыла топлива выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука.



 

Похожие патенты:

Воздушно-реактивный двигатель содержит корпус с воздухозаборником, компрессор со спрямляющим аппаратом, газотурбинный двигатель, реактивное сопло. За газотурбинным двигателем расположена камера сгорания с установленными по окружности корпуса двигателя перед ее входом управляемыми внешними и внутренними запорными заслонками.

Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель содержит наружный корпус, центральное тело, воздуховод, по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, турбонасос и дозвуковую турбину.

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.

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.

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.

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.
Наверх