ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2011 года по МПК F02K3/02 

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

Известен турбореактивный двигатель (ТРД) (см. "Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей" под ред. Шляхтенко С.М., М. Машиностроение. 1987 г. стр.16 и 17, Рис.1.1, а также Рис.1.2; Рис.1.3; Рис.1.4).

Известен ТРД (см. сборник обзоров и рефератов по материалам иностранной печати "Новости зарубежной науки и техники" серия "авиационное двигателестроение" №3, 1987 г. М. Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) стр.1. рис.1), имеющий выносную форсажную камеру.

Известен ТРД, выбранный за прототип (см. "Теория реактивных двигателей, рабочий процесс и характеристики" под ред. Стечкина Б.С., М. Государственное издательство оборонной промышленности 1958 г. стр.395 Фиг.14.8), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину для привода компрессора, выходное устройство с основным реактивным соплом и отдельные высокотемпературные камеры сгорания, в которые подается воздух из компрессора, с выходными каналами и соплами.

Недостатком прототипа является то, что в выходном канале за турбиной имеется основное реактивное сопло, в котором часть энергии сгорания топлива в основной камере сгорания преобразуется в реактивную тягу. При больших скоростях полета скорость реактивной струи и скорость полета становятся близкими вследствие пониженных значений давления и температуры газа за турбиной и перед основным соплом, поэтому двигатель теряет тягу и имеет ограничение применения по скорости полета. Кроме того, отвод энергии сгорания топлива в основной камере сгорания в основное реактивное сопло, расположенное за турбиной, уменьшает работу турбины, используемую на привод компрессора. Уменьшение работы привода компрессора уменьшает давление, а также расход воздуха за компрессором, а это также приводит к уменьшению тяги двигателя.

С целью обеспечения применения газотурбинного двигателя при больших скоростях полета предлагаемый турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, газовую турбину для привода компрессора, дополнительную высокотемпературную камеру сгорания с отбором воздуха в нее из компрессора, реактивное сопло, расположенное за высокотемпературной камерой сгорания, имеет канал для выхода газа из турбины в атмосферу, выполненный с увеличивающейся к выходу площадью проходного сечения, а выходное отверстие канала для выхода газа из турбины в атмосферу может быть расположено в зоне пониженного давления, образованного течением воздуха, обтекающим мотогандолу, а также реактивной струей газа, вытекающего из реактивного сопла, расположенного за высокотемпературной камерой сгорания, обеспечивая полное, за исключением потерь, использование энергии сгорания топлива в основной камере сгорания для работы турбины, используемой для привода компрессора, что приводит к увеличению давления, а также расхода воздуха за компрессором и, следовательно, к увеличению тяги двигателя и возможности достижения большой скорости полета.

Как известно, реактивная тяга двигателя имеет математическое выражение:

Р=G_г·P_уд

где Р - реактивная тяга, Н;

G_г - массовый расход газа в единицу времени, кг/с;

Р_уд - удельная реактивная тяга - тяга, создаваемая единицей массы газа, Н·с/кг или м/с.

Р_уд=C_c-V_n здесь:

С_с - скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с;

V_n - скорость полета летательного аппарата, м/с.

Зависимость скорости истечения газов из реактивного сопла от параметров физического состояния газа определяется формулой:

где φ_c - коэффициент скорости реактивного сопла (обычно его значение φ_c=0,97…0,98);

k_г - показатель адиабаты;

R_г - газовая постоянная (для данных условий k_г=1,3; R_г=287,6 Дж/кг·К);

- полная температура газа перед реактивным соплом, К;

- полное давление газа перед реактивным соплом, Па;

Р_н - атмосферное давление воздуха (среда, куда истекает газ), Па.

Анализируя представленные математические зависимости, возможно сделать следующие выводы: с повышением - температуры газа и - давления газа перед реактивным соплом увеличиваются удельная тяга и реактивная тяга двигателя.

У прототипа температура и давление газа перед основным реактивным соплом равны температуре и давлению газа, выходящего из турбины, которые значительно меньше, чем температура и давление в основной камере сгорания. Поэтому при больших скоростях полета скорость истечения газа из основного реактивного сопла становится близкой к скорости полета и двигатель теряет тягу.

Кроме того, наличие у прототипа основного реактивного сопла, находящегося в выходном устройстве за турбиной, значительно уменьшает перепад температуры и давления на турбине. Это приводит к уменьшению работы турбины, идущей на привод компрессора, и, следовательно, к уменьшению расхода, а также давления воздуха, создаваемых компрессором, что приводит к уменьшению реактивной тяги двигателя. Известно, что работа турбины (L_т), затрачиваемая на привод компрессора, равна:

где и - полные температура и давление газа перед турбиной;

- полное давление газа за турбиной;

- коэффициент полезного действия турбины.

Анализируя формулу, видим, что увеличение ведет к уменьшению L_т.

По уравнению Бернулли, без учета потерь, имеем:

где P₁, c₁ - статическое давление и скорость газа в начале канала, например, на выходе из турбины;

ρ - плотность газа;

P₂, с₂ - статическое давление и скорость газа в конце капала, например, на выходе из канала в атмосферу.

Для преодоления атмосферного давления на выходе из выходного канала, расположенного за турбиной, необходимо увеличить давление Р₂ за счет уменьшения скорости с₂. Скорость с₂ будет меньше c₁, давление P₂ больше давления P₁, то есть канал должен быть расширяющимся (диффузорным). Если Р₂ равно Р₂, то и с₂ равно c₁, канал будет постоянного проходного сечения.

Как известно, при полете происходит взаимодействие струи газа, выходящего из реактивного сопла двигателя, с внешним потоком, обтекающим мотогандолу. Вследствие этого взаимодействия в кормовой части давление становится ниже давления в окружающей среде, которое оказывает сопротивление движению летательного аппарата (так называемое донное сопротивление). Подача газа из турбины в зону разрежения увеличит это давление и, как следствие, уменьшит донное сопротивление летательного аппарата. Кроме того, увеличится работа турбины, так как увеличится перепад давления на турбине.

На фигурах 1-4 представлены конструктивные схемы газотурбинного двигателя. В связи с тем, что одинаковые элементы по всем фигурам обозначены одними цифрами, нумерация идет с 1 по 9 по всем фигурам.

За воздухозаборником 1 расположен компрессор 2, который подает воздух в основную камеру сгорания 3, а также в высокотемпературную камеру сгорания 4. За основной камерой сгорания 3 расположена турбина 5. Лопатки турбины могут располагаться на лопатках компрессора - фиг.1 и 2, а также на собственном диске - фиг.3 и 4. За турбиной 5 имеется канал 6 для выхода газа из турбины в атмосферу, например в зону 7 пониженного давления в корме двигателя. Высокотемпературная камера сгорания 4 соединена с регулируемым реактивным соплом 8. Воздух из компрессора 2 может поступать в основную камеру сгорания 3, а также в высокотемпературную камеру 4, например по каналу 9 обтекаемой стойки на фиг.1 и 3.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом: воздух из атмосферы поступает через входное устройство 1 в компрессор 2, в котором повышается его давление. Одна часть сжатого воздуха поступает в основную камеру сгорания 3, другая части - в высокотемпературную камеру сгорания 4. В основной камере сгорания 3 при сжигании топлива температура воздуха с продуктами сгорания повышается, при этом максимальное значение температуры газа ограничено условием прочности турбины 5. Из основной камеры сгорания 3 газ поступает в турбину и, при условии минимального давления за турбиной, максимально используется работа газа. Для обеспечения минимального давления газа за турбиной канал 6 для выхода газа из турбины в атмосферу выполнен с увеличивающейся к выходу площадью проходного сечения канала. Кроме того, выходное отверстие канала 6 для выхода газа из турбины в атмосферу расположено в зоне 7 пониженного давления в корме двигателя, образованного течением воздуха, обтекающего мотогандолу, а также реактивной струей газа, выходящей из регулируемого реактивного сопла 8. При сжигании топлива в высокотемпературной камере сгорания 4 максимальная температура газа имеет меньше ограничений по величине и значительно выше, чем в основной камере сгорания 3.

Использование турбиной увеличенной работы газа, передаваемой компрессору, приводит к увеличению расхода, а также давления воздуха, поступающего в высокотемпературную камеру сгорания, что позволяет достичь высокой скорости реактивной струи и позволяет иметь реактивную тягу при высоких скоростях полета.

Турбореактивный двигатель, обладающий достоинствами при высоких и средних скоростях полета, может быть использован для сверхзвуковых самолетов, крылатых ракет, снарядов, в качестве первой ступени космических ракет и для других летательных аппаратов.

Турбореактивный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, газовую турбину для привода компрессора, дополнительную высокотемпературную камеру сгорания с отбором воздуха в нее из компрессора, реактивное сопло, расположенное за высокотемпературной камерой сгорания. Канал для выхода газа из турбины в атмосферу выполнен с увеличивающейся к выходу площадью проходного сечения. Выходное отверстие канала для выхода газа из турбины в атмосферу расположено в зоне пониженного давления, образованного течением воздуха, обтекающим мотогандолу, а также реактивной струей газа, выходящего из реактивного сопла, расположенного за высокотемпературной камерой сгорания. Изобретение позволяет летательному аппарату достичь больших сверхзвуковых скоростей полета. 4 ил.

Турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, газовую турбину для привода компрессора, дополнительную высокотемпературную камеру сгорания с отбором воздуха в нее из компрессора, реактивное сопло, расположенное за высокотемпературной камерой сгорания, отличающийся тем, что канал для выхода газа из турбины в атмосферу выполнен с увеличивающейся к выходу площадью проходного сечения, а выходное отверстие канала для выхода газа из турбины в атмосферу расположено в зоне пониженного давления, образованного течением воздуха, обтекающим мотогандолу, а также реактивной струей газа, выходящего из реактивного сопла, расположенного за высокотемпературной камерой сгорания.