ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1997 года по МПК F02K11/00 

Изобретение относится к двигателям. Известны турбореактивные двигатели ТВД, ТРД, ТРДД, работающие на керосине [1,2] Двигатель Р11-300 [3] содержит двухступенчатый компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую осевую газовую турбину, форсажную камеру, регулируемое сопло.

Общие детали схем перечисленных двигателей это наличие компрессора, камеры сгорания, турбины, форсажной камеры, реактивного сопла. Топливом для указанных двигателей служит горючее, получаемое из нефти.

Наиболее близким к предлагаемому двигателю по технической сущности является магнитно-компрессорный двигатель, содержащий комбинированный компрессор, создающий поток воздуха в первом и втором контурах двигателя, в качестве топлива, в котором используется жидкий водород и воздуховодородная смесь [4]
Недостатком данного двигателя является сложность конструкции, большой вес, высокая взрывоопасность из-за избытка водорода.

Целью изобретения является обеспечение работы двигателя на жидком атмосферном воздухе взамен топлива из нефтепродуктов и в связи с этим упрощение конструкции двигателя, устранение явления помпажа, улучшение приемистости, экономичности двигателя, надежность и полная безвредность для окружающей среды.

Это достигается тем, что двигатель содержит взрывную камеру с форсунками для впрыска воздуха, оборудованными системой горения электрической дуги и ее поддержания в процессе работы двигателя, сопла, способного регулировать газовый поток на всех режимах.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображена принципиальная схема двигателя; на фиг. 2 вид А-А на фиг.1.

В предлагаемом двигателе форсунки впрыска жидкого воздуха 2 вмонтированной в них системой горения электрической дуги установлены на корпусе двигателя 1 с выходом впрыскивающей части во взрывную камеру, имеющую яйцеобразную взрывную камеру с окнами 5 в стенках для выхода газов и с турбиной высокого 3 и низкого 4 давления в конце по диаметру камеры с крестообразными опорами для валов турбин 7. Газоотводный канал 6 образован внутренней стороной стенки двигателя и стенкой взрывной камеры 1. Взрывная камера одним своим концом сливается с оболочкой двигателя, а другим, в виде четырех опор, упирается на внутреннюю поверхность стенки двигателя, образуя ими выходную камеру и сверхзвуковое сопло Коробка механизмов 9 крепится на задней крестообразной опоре вала турбины 4 низкого давления. Вал привода агрегатов 10 выходит из коробки механизмов 9, проходит через стенку двигателя и подходит к коробке агрегатов 11, установленной с внешней стороны двигателя. Вместе с коробкой агрегатов 11 установлены генераторы 12 и 13, которые проводами соединены с аккумуляторами 15 и дополнительными источниками питания 14. Преобразователи тока и напряжения 16 также установлены на наружной стенке двигателя вместе с генераторами и коробкой агрегатов.

В основу работы двигателя положено свойство взрывообразного расширения жидкого воздуха под действием высокой температуры. Один объем жидкого воздуха при переходе в газообразное состояние с температурой О^oС увеличивается в 750 раз. При дальнейшем нагреве объем продолжает увеличиваться. Если этот процесс происходит в закрытом объеме, то в результате такого преобразования повышается давления внутри данного объема. При наличии отверстия происходит реактивное истечение газа. В двигателе роль объема играет взрывная камера 1, в которую при работе через форсунки 2 подается жидкий воздух. Форсунки 2 оборудованы системой горения электрической дуги. Температурные параметры дуги следующие: 32000 К в ядре дуги, 20000 К в средней зоне, 2000 К на периферии. Жидкий воздух подается насосами из бака в форсунку, попадая в зону высокой температуры взрывообразно переходит из жидкого состояния в газообразное, нагреваясь при этом до температуры около 15000^oС. От турбин 3 и 4 вращение через вал 7 передается коробке механизмов 9, а оттуда через вал привода 10 к коробке агрегатов 11 и генераторам переменного тока 12 и постоянного тока 13. Генератор переменного тока 12 питает энергией агрегаты летательного аппарата, а генератор постоянного тока 13 служит для питания электрической энергией дополнительного источника питания электрической дуги через преобразователь 16.

Запуск двигателя может производиться как от внешних источников тока, так и от аккумуляторов. Регулировка тяги производится соплом.

Исходные данные.

Топливо жидкий воздух, удельный вес 996,65 кг/м³
температура Т₁ 196^oС
Удельная теплота парообразования от -196 до О^oС 49,07 кал/г.

Удельная теплота нагрева воздуха от О до 1500^oС 0,2364 кал/г.

Удельная теплоемкость С_p при Т 1500^oС 1,2347 кДж/кг
Сопротивление жидкого воздуха R 10¹³ кОм.

Внутренняя энергия воздуха q при Т₂ 1500^oС равна 1461,04 кДж/кг.

Из условия горения электрической дуги в турбулентном потоке выбираются параметры дуги: ток I 120 А; напряжение U 27 В. Газовая постоянная R 28,97.

Жидкий воздух через форсунки, оборудованные системой розжига и горения электрической дуги, попадает во взрывную камеру.

Объем взрывной камеры двигателя 0,5 м³.

Отношение объемов взрывной камеры и газоотводного канала 1:1. Расход жидкого воздуха через форсунку 10 см³/с. Сопло сверхзвуковое с полным расширением П_р.с R₂/R₁. Степень расширения газа на турбине высокого давления равна П_т.в 2,65. (Для доказательства работоспособности двигателя сделан данный расчет: приемлемо, что в зоне дуги воздух нагревается всего лишь до температуры 1500^oС, что равно 5% КПД дуги).

Падение температуры на турбине высокого давления 1,5; степень расширения на турбине низкого давления П_т.в 2,48; Падение температуры на турбине низкого давления 1,17. Отношение расходов газа через турбину и газоотводный канал 1/10. При попадании в зону в электрической дуги через жидкий воздух пройдет электрический ток, равный 120 А. За время, равное 1 с, по формуле определяется количество теплоты Q
Q I²•R^t (1)
Q 120²•1•10¹³•1 1,44^o•10¹³ ккал.

Для нагрева воздуха от температуры -196^oС до температуры 0^oС необходимо затратить 49,07 кал/г, от температуры О^oС до температуры 1500^oС 1,2347 кал/г. Суммарный расход тепла на нагрев 1 см³ жидкого воздуха, который по весу приблизительно равен 1 г, составит
Q Q₁ + Q₂, (2)
где Q₁- расход тепла на нагрев от -196 до О^oС
Q₂ расход тепла на нагрев от О до 1500^oС
49,07•196 + 1,2347•1500 11467,81 кал/г 11,47 ккал/г•10 11,47 ккал/г.

При сравнении результатов уравнения 1 и 2 видно, что количество тепла, выделяемое в дуге, значительно выше потребного. При нагреве от -196 до 0^oС воздух расширяется в 750 раз; от 0 до 1500^oС воздух расширяется в 1228 раз, то есть 10 см³ жидкого воздуха займет объем, равный: 750•1228•10 921 м³. Так как объем взрывной камеры 0,5 м³ и отводящего канала 0,5 м³, то мгновенное давление в них возрастет до 9,21 кг/см².

При этом плотность воздуха составит
, γ₂= 2,098 кг/см³
где Р₂ давление газа после дуги 9,21 кг/см³
Т₂ температура газа после дуги 1500^oС
R_г 29,27 газовая постоянная
Взрывная камера заканчивается входом в двухступенчатую турбину. Соотношение выходных сечений взрывной камеры и газоотводного канала из принятых размеров равно 1:317. Поэтому расход газа через камеру будет ≈ в 3,17 раза меньше чем через канал. При этом скорость газа в газоотводном канале С_г.к(з) будет равна
,
где М_г.к 0,5; К_г 1,265. Скорость истечения газа через турбину при принятом расходе составит

где М_г.т. 0,1
Степень расширения газа на турбине высокого давления составит
Р₃ Р_г.к (2)•1/П_т 9,21•1/2,65 3,47 кг/см²
Температура газа после турбины высокого давления составит:
Т₃ Т_г.к. (Т_г.к•1/5) 1200^oС
Степень расширения газа на турбине низкого давления Р₄≈ 1,4 кг/см³.

Температура T₄ после турбины низкого давления составит 1129^oС.

Так как α коэффициент избытка воздуха равен 1, К_г 1,285, С₂ 64,5 м/с
Поскольку основная масса газа проходит через газоотводный канал (2/3 общего количества) и ее скорость равна 369 м/с, то соединение ее с массой имеющей меньшую скорость снизит общую скорость потока. Но конструктивно выход газового потока из турбины выполнен таким образом, что газовый поток из канала обтекает его, то есть создается эффект эжектирования (подсасывания потока из турбины). Поэтому резкого замедления потока газа не будет, соединение потоков происходит ламинарно.

Статическое давление воздуха перед соплом составит
P₅ (Т_г.к/Т_т) К_г/(К_г-1) 7,69 кг/см²
где К_г 1,275
Удельный вес газа перед соплом (плотность газа)

где Т₅ (2/3Т₂ + 1/3Т₄) 1376^oС
Удельная тяга двигателя составит
R_уд.общ 1/(m+1)•[(1-g)•C₃•V_н]/g 19,52 кг•с/кг
где g 0,01 кг,
коэффициент контурности ≈ 3,17
V_н 0

где К_г 1,275; П_р.с 7,69
Как видно из приведенного расчета, при незначительном расходе двигатель создает тягу.

Термодинамический турбореактивный двигатель по сравнению с базовым благодаря отсутствию в предложенной конструкции компрессора позволяет повысить надежность летательных аппаратов, упростить конструкцию и ведет к уменьшению веса, что очень важно в самолетостроении. Использование в качестве топлива жидкого воздуха делает двигатель безвредным для окружающей среды, более экономичным и перспективным по сравнению с использованием топлива из нефтепродуктов. Применение в конструкции двигателя дополнительного источника питания, соединенного через преобразователь с генератором постоянного тока с турбиной, позволяет увеличить ресурс работы двигателя.

Использование: в двигателестроении. Сущность изобретения: взрывная камера двигателя выполнена с окнами, в ней установлены форсунка, снабженная электрической дугой, и двухступенчатая турбина. 2 ил.

Термодинамический турбореактивный двигатель, содержащий взрывную камеру с расположенными на ее входе форсунками и турбиной, источник питания и реактивное сопло, отличающийся тем, что форсунки снабжены электрической дугой, взрывная камера оборудована окнами, турбина выполнена двухступенчатой и соединена с генераторами.