Изобретение относится к авиации, а именно к авиационным двигателям с воздушным винтом. Оно может быть применено на самолетах, вертолетах, судах, на воздушной подушке и т. д.
Известен авиационный двигатель, содержащий основной винт, воздушный компрессор, газовую турбину, размещенные на концах лопастей реактивные приводы, трубопроводы подачи топлива и воздуха. Двигатель приводится в действие прямоточными воздушно-реактивными двигателями ПВРД, расположенными на концах лопастей воздушного винта легкого вертолета (автожира). Это техническое решение является ближайшим прототипом к предлагаемому изобретению. Однако, этот двигатель имеет невысокий КПД и ограниченность применения.
Целью изобретения является повышение КПД.
Из термодинамики известно, что КПД любой тепловой машины (какими являются и представленные) состоит из произведения двух КПД: термического и механического. Чем выше КПД составляющих, тем выше КПД общий. Рассматривая первую составляющую КПД, известно, что он зависит от степени сжатия рабочего тела (воздуха) в рабочем объеме (камере сгорания). Степень сжатия в самых лучших тепловых авиационных двигателях достигает (14-16) макс известное значение, а в прототипе значение ε = = 6 ограничено представленным числом и не может быть выше этих пределов, которые определяются конструкцией.
Так в прототипе воздушный компрессор - диффузор ПВРД, создающий число ε , и лопасть, на которой он установлен, невозможно вращать с частотой выше пределов прочности примененных материалов. Поэтому в представленном прототипе существует предел и термического КПД, который вместе с механическим КПД составляет значение в пределах 20% .
Термический КПД предлагаемого авиационного двигателя существенно повышается за счет применения ротационно-пластинчатого компрессора с фиксированной подачей воздуха в рабочем объеме компрессора, а также ступенчатого способа сжатия воздуха в нем c его промежуточным охлаждением. Это позволяет снизить энергозатраты на сжатие и повысить объемный КПД компрессора.
В предлагаемой конструкции сжатый воздух к реактивным приводам, прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) с уже закрытым диффузором, размещенным на концах лопастей воздушного винта, подается через внутренние воздушные каналы во вращающемся воздушном винте, который также представляет собой ступень сжатия, где воздух еще более сжимается от действия центробежной силы. При таком построении конструкции с соосным или параллельным расположением компрессора на роторе двигателя можно получить степени сжатия выше приведенного значения (14-16), что дает возможность повысить термический КПД применяемых ПВРД до 70. . . 80% , а это в 2 раза выше даже лучших авиационных поршневых двигателей. Что касается второй составляющей механического КПД, то в прототипе этот КПД меньше, чем у предлагаемого двигателя за счет потерь на лобовое трение в потоке воздуха, большее поперечной площади ПВРД, так как при увеличении эффективности ПВРД предложенного варианта уменьшаются его габариты и соответственно лобовая площадь сопротивления движения. В изобретении появившиеся механические потери от компрессора значительно перекрываются еще и установкой сверхзвукового сопла на ПВРД.
В предлагаемой конструкции реактивные приводы, установленные по касательной на концах воздушного винта, почти полностью отдают ему свою кинетическую энергию потока газовой струи за счет возможности установки сверхзвукового сопла. Также расширяются возможности увеличения КПД предлагаемого авиационного двигателя при установке на его ось вспомогательного воздушного винта, выполненного в виде газовой турбины, причем ее работа в предлагаемом двигателе не влияет на силовой ротор и не отбирает вследствие этого от него энергию. Осуществляется это установкой на вал газовой турбины, охватывающей основной воздушный винт, и своими лопатками, расположенными концентрично к реактивным приводам. При этом лопатки воспринимают инерционную остаточную часть энергии газовой струи от реактивных приводов основного воздушного винта, а газовая турбина при этом вращается в обратном относительно основного ротора направлении. Все эти мероприятия повышают общий КПД.
Невысокий КПД прототипа, сложность запуска воздушного винта, ограничение скорости истечения газовой струи ПВРД ограничивает его применение. Ввиду неэффективного охлаждения ПВРД прототипа воздухом уменьшается их надежность; в предлагаемом двигателе можно организовать регенеративное охлаждение, так как масса ПВРД из-за их эффективности снижается. Запуск воздушного винта упрощается из-за наличия ступенчатого компрессора, который позволяет включать ПВРД раньше, чем ПВРД прототипа, так как компрессор с фиксированной подачей воздуха при невысокой частоте вращения позволяет создавать необходимое давление нагнетания для запуска ПВРД. Высокая степень сжатия позволяет в предлагаемом двигателе установить на ПВРД сверхзвуковые сопла, что увеличит его общий КПД. Важным обстоятельством в расширении эксплуатационных возможностей является использование разнообразных видов жидкого и газообразного топлива, особенно водорода, так как в предлагаемом двигателе самая короткая цепь передачи водорода и любого топлива от емкости к двигателю (один вращпереход), уменьшается пожаро- и взрывоопасность передачи его к реактивным приводам. Вследствие высокой эффективности движения уменьшается и потребление этого экологически чистого топлива. Возможность реверса лопастей воздушного винта и газовой турбины без изменения вектора тяги ПВРД дополняет его эксплуатационные возможности.
На фиг. 1 изображен предлагаемый авиационный двигатель представлен в виде кинематической упрощенной схемы; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1.
Он состоит из следующих частей: собственно ротора его оси 1 и воздушного винта 2. Ось 1 имеет топливовпускное отверстие 3. В стойке 4 воздушного винта 2 расположены внутренние каналы 5 для подачи топлива от центрального отверстия 6, расположенного в оси 1, в камеру сгорания 7 с соплом 8. Стойки 4 предназначены для удержания ПВРД в определенном положении с возможностью реверса на них воздушного винта 2. Для подачи воздуха в камеру сгорания 7 имеются воздушные каналы 9 в стойке 4. Под воздушным винтом 2 расположен двухступенчатый ротационно-пластинчатый компрессор 10 с рубашкой охлаждения 11 с пластинчатыми роторами 12 и 13, расположенными параллельно оси 1. Входное отверстие компрессора 10 связано с атмосферным воздухом посредством воздушного заборника 14 и патрубка 15. Корпус компрессора 10 имеет в своей нагнетательной полости первый и второй ступени каналы для прохода сжатого воздуха во входное отверстие оси 1 через патрубок 16 и кольцо 17. Ось 1 связана с компрессором 10 зубчатой парой 18, которая может повышать частоту вращения компрессора 10. Для создания вспомогательного воздушного винта 19 на ось 1 установлена газовая турбина 20 с лопатками 21, установленными концентрично реактивным приводам. Для возможности реверса вспомогательного воздушного винта 19 его лопасти установлены на стойки 22, удерживающие кольцо газовой турбины 20. Для защиты газовой струи от набегающего потока воздуха газовая турбина имеет кольцевой обтекатель 23, который применяется при горизонтальном полете.
Авиационный двигатель работает следующим образом.
Стартер (электродвигатель) начинает разгонять ротор 1 с воздушным винтом 2. По мере набора скорости вращения воздушного винта 2 в его топливных каналах 5 у оси вращения в центре отверстия 6 образуется разрежение воздуха от центробежной силы, которая заставляет некоторый объем воздуха в каналах 5 переместиться к периферии воздушного винта 2. В то же время через зубчатую пару 18 от оси 1 передается вращение и начинают работать пластинчатые роторы 12, 13 двухступенчатого ротационно-пластинчатого компрессора 10. При этом атмосферный воздух поступает в компрессор 10 через воздушный заборник 14 и патрубок 15 во всасывающую полость компрессора 10 и переводится пластинчатым ротором 12 в его нагнетательную полость.
Далее сжатый воздух поступает во всасывающую полость второй ступени через соединительный охлаждаемый канал, потом сжимается далее при повороте ротора 13 и поступает в нагнетательную полость второй ступени сжатия и далее через охлаждаемый патрубок 16 и кольцо 17 - во входное отверстие воздушного канала оси 1. Для отвода тепла при сжатии воздуха применяется охлаждающая жидкость (вода), которая при проходе через рубашку 11 компрессора 10 отводит от него при работе тепло. Поступив в воздушные каналы 9 воздушного винта 2, воздух центробежной силой и под высоким давлением подводится к камерам сгорания 7 ПВРД, где пройдя пространство камеры 7, выходит через сопло 8.
При достаточном разгоне воздушного винта 2 оси 1 в ее топливовпускное отверстие 3 открывается подача и начинает поступать топливо, которое под действием разрежения засасывается в отверстие 3 и во внутренние каналы 5 стойки 4 воздушного винта 2. Центробежной силой топливо далее принудительно подается в камеру сгорания 7, где смешиваясь с воздухом, поджигается. Далее процесс сгорания может самоподдерживаться высокой температурой сгорания.
При сгорании топлива температура в камере сгорания 7 возрастает вместе с давлением и потенциальная энергия давления Р переходит в кинетическую энергию истекающей из сопла 8 газовой струи. При этом возникает реактивная сила тяги F, которая и создает крутящий момент Мк на воздушном винте 2 с плечом, равным Д/2, с силой, равной суммарной тяге реактивных ПВРД, установленных на лопастях воздушного винта 2. При увеличении скорости вращения воздушного винта 2 увеличивается и скорость компрессии подаваемого в каналы 9 сжатого воздуха и силы сопротивления от нее и лобовой площади и при определенной подаче топлива (кг/с, г/с) происходит стабилизация реактивной тяги ПВРД и наступает равновесное состояние скорости вращения и момента сопротивления Мк, при котором его нарушение происходит только при изменении подачи топлива или воздуха. За частотой вращения воздушного винта 2 его постоянством или регулированием могут автоматически следить электронные системы, механические и т. д.
С целью максимального использования кинетической энергии струи истекающих из сопла 8 газов на ротор 1 воздушного винта 2 соосно установлена газовая турбина 20. Истекающие газы производят давление на лопасти 21 газовой турбины 20 и вращают ее в обратную сторону относительно воздушного винта 2.
С целью наибольшего эффекта работы газовой струи она защищена от набегающего потока воздуха при горизонтальном полете кольцевым обтекателем 23, установленным на стойки 22, относительно которых возможен реверс вспомогательного воздушного винта 19, Такими же возможностями обладает и основной воздушный винт 2, его реверс осуществляется вокруг стойки 4. Оба винта вращаются с определенной угловой скоростью ω1, ω2. При нежестких воздушных винтах вертолетного типа, газовая турбина может отсутствовать с потерей эффективности равной 10. . . 15% от общего КПД.
Использование: в авиационных двигателях с воздушным винтом. Сущность изобретения: двигатель снабжен дополнительным воздушным винтом с установленной на нем газовой турбиной концентрично реактивным приводам. Основной и дополнительный винты расположены на опорных стойках с возможностью реверса. 2 ил.
Авиационный двигатель, содержащий основной воздушный винт, установленные на концах его лопастей реактивные приводы, имеющие сопла, и размещенные внутри лопастей трубопроводы подачи топлива и воздуха, воздушный компрессор, связанный зубчатой передачей с воздушным винтом и газовой турбиной, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД, двигатель снабжен опорными стойками, дополнительным воздушным винтом, имеющим лопасти и кольцевой обтекатель, компрессор снабжен рубашкой охлаждения, газовая турбина установлена на дополнительном воздушном винте концентрично реактивным приводам, сопла реактивных приводов выполнены сверхзвуковыми, а основной и дополнительный винты установлены на опорных стойках с возможностью их реверса.
