СПОСОБ РАБОТЫ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 1997 года по МПК F02K7/10 

Предлагаемое изобретение относится к области теплотехники, связанной с реактивными двигателями, в частности, аэрокосмических самолетов.

Известен способ работы реактивного двигателя, включающий сжатие набегающего воздушного потока в воздухозаборнике с центральным телом, сжигание топлива в камере сгорания и расширение продуктов сгорания в сопле (Шихман Ю. и Семенов В. Гиперзвуковой, прямоточный, летает!// Техника-молодежи. 1992. N 10. С. 2-4.). При этом возникают проблемы охлаждения сжимаемого воздуха.

Известен также аналогичный способ работы реактивного двигателя, но с неполным торможением набегающего воздушного потока в воздухозаборнике с центральным телом (см. там же). При этом возникают проблемы, связанные с обеспечением полного сгорания топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.

Известен также способ работы турбореактивного двигателя, включающий ввод воды в проточную часть двигателя, в частности для его форсировки на режимах взлета (стр. 153 в кн. Арсеньев Л.В. и Тырышкин В.Г. Комбинированные установки с газовыми турбинами. Л. Машиностроение, 1982. 2417 с. а также Полетавкин П.Т. Парогазотурбинные установки. М. Наука. 1980).

Предлагается при осуществлении способа работы реактивного двигателя, включающего сжатие набегающего воздушного потока в воздухозаборнике с центральным телом, сжигание топлива в камере сгорания и расширение продуктов сгорания в сопле, а также ввод воды в проточную часть двигателя, ввод воды осуществлять через и на поверхность центрального тела воздухозаборника, причем расход воды изменять пропорционально скорости и плотности набегающего воздушного потока.

Это позволит регулировать температуру воздушного потока в процессе его торможения в воздухозаборнике до скорости, при которой достижимо полное сгорание топлива (назовем ее V_пс). В конечном счете повысится эффективность двигателя на режимах вывода аэрокосмического самолета на околоземную орбиту.

На чертеже показана схема двигателя, реализующего предлагаемый способ. Двигатель содержит воздухозаборник 1 с центральным телом 2, камеру сгорания 3 и сопло 4.

При высокой скорости полета (например, на режиме разгона аэрокосмического самолета при выводе его на околоземную орбиту) двигатель работает следующим образом.

Набегающий воздушный поток тормозится в воздухозаборнике 1 до скорости V_пс, за счет чего сжимается. При этом через и на поверхность центрального тела 2 подается вода (для этого в нем должны быть выполнены каналы либо содержаться участки из пористого металла) с образованием пленки. Нагретый при сжатии воздушный поток, взаимодействуя с водяной пленкой, охлаждается за счет испарения воды. Поскольку в данном случае вода подается именно в то место, где и происходит деформация воздушного потока, то в сочетании с высокой скоростью набегания потока это обеспечит высокую интенсивность испарения влаги. Полученная паровоздушная смесь со скоростью V_пс поступает в камеру сгорания 3, где сжигается топливо. Продукты сгорания истекают через сопло 4. Скорость V_пс определяется типом используемого топлива (жидкое/водород).

Расход воды, подаваемой на поверхность тела 2, регулируют в соответствии с изменениями скорости и плотности набегающего воздушного потока, поскольку при этом изменяются степень сжатия и расход воздуха через двигатель. Так, например, расход воды увеличивают при возрастании скорости (на невысоких скоростях полета расход вводимой воды равен нулю) и уменьшают при снижении плотности набегающего воздушного потока. Плотность набегающего воздуха может определяться косвенно: на основе измерений давления окружающего воздуха или высоты полета.

Таким образом, при осуществлении данного способа появляется возможность поддерживать температуру воздуха в процессе его сжатия ниже заданного уровня, а отводимую теплоту использовать для увеличения расхода рабочей среды через сопло с соответствующим возрастанием тяги. Наличие пара в поступающем в камеру сгорания воздухе также снизит выбросы двигателем окислов азота, разрушающим озоновый слой.

Регулированием расхода воды достигается повышение эффективности двигателя на режимах разгона аэрокосмического самолета при выводе его на околоземную орбиту, при котором одновременно возрастает скорость и снижается плотность (из-за увеличения высоты) набегающего воздушного потока. Закон оптимального изменения расхода воды (в т.ч. момент начала ввода) в зависимости от данных параметров должен быть определен заранее и "вшит" в систему регулирования. Необходимо также выбрать оптимальные степени торможения и охлаждения воздушного потока в воздухозаборнике (от которых зависит расход воды), а также траекторию перемещения самолета в координатах высота/скорость: так, например, при осуществлении разгона самолета в верхних, разреженных слоях атмосферы расход воды будет минимален.

Использование: в области теплотехники, связанной с реактивными двигателями, в частности, аэрокосмических самолетов. Сущность изобретения: набегающий воздушный поток тормозится в воздухозаборнике, за счет чего сжимается. При этом через и на поверхность его центрального тела подается вода с образованием пленки. Нагретый при сжатии воздушный поток, взаимодействуя с водяной пленкой, охлаждается за счет испарения воды. Охлажденный и увлажненный воздух поступает в камеру сгорания, где сжигается топливо. Продукты сгорания истекают через сопло. Регулированием расхода воды достигается повышение эффективности двигателя на режимах вывода аэрокосмического самолета на околоземную орбиту. 1 ил.

Способ работы реактивного двигателя, включающий сжатие набегающего воздушного потока в воздухозаборнике с центральным телом, сжигание топлива в камере сгорания и расширение продуктов сгорания в сопле, а также ввод воды в проточную часть двигателя, отличающийся тем, что ввод воды осуществляют через и на поверхность центрального тела воздухозаборника, причем расход воды изменяют пропорционально скорости и плотности набегающего воздушного потока.