Гиперзвуковой турбореактивный двигатель Российский патент 2018 года по МПК F02K3/00 F01D5/28 

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике и может быть применено при создании двигателей высокоскоростных летательных аппаратов в качестве их основной двигательной установки.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) (см., например, «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. (Основы теории)», Р.И. Курзинер. - М.: Машиностроение, 1977. - 212 с.), который имеет в своем составе воздухозаборник, совмещенный с устройством сжатия, камеру сгорания и сопло. Недостатком ГПВРД является то, что для его функционирования необходимо двигаться с большими сверхзвуковыми скоростями.

Для достижения скоростей функционирования ГПВРД необходимо применять дополнительный ТРД на одном летательном аппарате (ЛА) или в составе разгонной ступени. Это приводит к существенному росту массы, сложности и стоимости разработки, создания и эксплуатации ЛА или ракетно-космического комплекса при одновременном снижении их надежности.

Известен ТРД, описанный в статье Vladimir Balepin and Glenn Liston. "The Steam Jet - Mach 6+ turbine engine with inlet air conditioning", 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit, Joint Propulsion Conferences. Устройство двигателя-аналога включает в свой состав воздухозаборник с диффузором, устройство подачи жидкого охладителя в поток входящего газа, компрессор, камеру сгорания и сопло. Причем устройство подачи жидкого охладителя в поток входящего газа располагается перед компрессором, а диффузор обеспечивает торможение гиперзвукового потока до дозвуковых скоростей.

При разгоне от 0 до 3-4 М устройство не функционирует, а компрессор, камера сгорания, турбина и сопло работают, как в классическом ТРД. После достижения 3-4 М и выше при помощи диффузора входной воздушный поток тормозиться до дозвуковых скоростей, нагреваясь при этом. Далее он поступает в область расположения устройства подачи жидкого охладителя в поток входящего газа, из которого в этот момент подается жидкий теплоноситель, например вода. Температура воздушного потока падает и тепловое воздействие на компрессор и его нагрев уменьшаются. В результате компрессор функционирует в штатном режиме, сжимая поступающий поток воздуха с последующим поступлением его в камеру сгорания, потом на турбину и в сопло.

Недостатком аналога является необходимость наличия на борту дополнительного охладителя, при том, что при более высоких скоростях этот охладитель необходимо подавать в больших количествах, что приводит к существенному увеличению массы ЛА с двигателем-аналогом и принципиально ограничивает рост скорости величиной в 6 М.

Прототипом заявляемого изобретения является классический турбореактивный двигатель (ТРД) (см., например, Трянов А.Е. Особенности конструкции узлов и систем авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. пособие / А.Е. Трянов. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2011. - 202 с.), который включает в своем составе воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Двигатель по прототипу работает следующим образом.

Поток воздуха поступает в воздухозаборник, далее в диффузор и компрессор, где происходит его сжатие и подача в камеру сгорания. Одновременно в камеру сгорания подается топливо, происходит горение с выделением тепловой энергии и увеличением температуры получаемого при этом рабочего газа. Потом рабочий газ поступает на турбину, соединенную с компрессором одним валом, вращая ее. После турбины газ поступает в сопло, где, расширяясь, ускоряется, выходит наружу, создавая тягу.

Данный двигатель подходит для дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростей, но недостатком прототипа является то, что при больших скоростях происходит интенсивный нагрев компрессора и потери энергии потока в нем. Поэтому достижение при помощи классического ТРД гиперзвуковых скоростей считается проблематичным.

Технической задачей, вытекающей из критики аналогов и прототипа, является повышение надежности и расширение функциональных возможностей ТРД при функционировании в тяжелых температурных режимах, обусловленных необходимостью повышения скоростей летательных аппаратов до 6…10 М и выше.

Указанная техническая задача решается тем, что в состав ГТРД введены термоэмиссионные слои (покрытия) из материала с низкой работой выхода электронов, нанесенные соответственно на лопатки компрессора, лопатки турбины, на внутреннюю поверхность камер сгорания. Лопатки компрессора, лопатки турбины и камеры сгорания с нанесенными на их поверхности термоэмиссионными слоями представляют собой катод. Камеры сгорания находятся в тепловом контакте с корпусом через электропроводящие прокладки. В состав ГТРД также введен элемент, воспринимающий электроны из потока рабочего тела, - анод, состоящий из токопроводящей подложки анода с покрытием обращенной к потоку рабочего тела поверхности слоем восприятия электронов из материала с низкой работой выхода электронов. Анод прикреплен к соплу через электроизолирующую прокладку. В состав ГТРД также введен источник электроэнергии, который своим положительным полюсом подключен к аноду, а отрицательным полюсом - к корпусу.

Корпус при этом также электрически через опоры подшипников и вал связан с лопатками компрессора и турбины с термоэмиссионными слоями и через электропроводящие прокладки связан с камерами сгорания с термоэмиссионным слоем.

Техническим эффектом, достигаемым в результате применения заявляемого изобретения, является расширение диапазона скоростей полета ТРД до 6…10 М и выше за счет применения электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии лопаток компрессора, камеры сгорания, лопаток турбин и других горячих элементов ГТРД. Также происходит снижение массы многорежимной двигательной установки за счет того, что отсутствует необходимость оснащения летательного аппарата двумя типами двигательных установок - отдельно для дозвукового и малого сверхзвукового режима полета (ТРД) и гиперзвукового режима полета (ГПВРД), а появляется возможность организовать все режимы полета с одним устройством двигателя (ГТРД). При этом ГТРД сам существенно упрощается, поскольку отсутствует необходимость в наличии сложных систем охлаждения наиболее теплонапряженных элементов, таких как лопатки турбин, камеры сгорания и, в данном случае, лопаток компрессора, взаимодействующих с горячим потоком воздуха, замедленным с гиперзвуковых до дозвуковых скоростей.

Заявляемый ГТРД представлен на чертеже и имеет в своем составе корпус 1 с воздухозаборником 2, диффузор 3, вал 4, который с помощью опор 5 и 6, находящихся в электрическом контакте с ним, соосно установлен в корпусе 1, компрессор с лопатками 7, размещенными на валу 4 за воздухозаборником 2 и диффузором 3, камеры сгорания 8, установленные внутри корпуса 1 через токопроводящие элементы (прокладки) 9 параллельно валу 4, турбину с лопатками 10, размещенную на валу 4 после камер сгорания 8, на выходе которых на корпусе 1 установлено сопло 11 с прикрепленным к нему через электроизолирующую прокладку 17 элемент - анод, состоящий из слоя восприятия электронов 12 и токопроводящей подложки 13, причем термоэмиссионные слои 14, 15, 16 с низкой работой выхода электронов нанесенные соответственно на лопатки 7 компрессора, на лопатки 10 турбины и на внутреннюю поверхность камер сгорания 8, находящихся в электрическом контакте с токопроводящей прокладкой 9, образуют катод, а слой восприятия электронов 12 с токопроводящей подложкой анода 13, образуют анод, источник электроэнергии 17, который своим положительным полюсом через токопроводящую подложку анода 13 подключен к слою восприятия электронов 12, воспринимающему электроны, поступающие на него из потока рабочего тела, а отрицательным полюсом к корпусу 1.

Воздухозаборник 2 предназначен для забора встречного воздуха и направления его в диффузор 3, который предназначен для торможения гиперзвукового потока до дозвуковых скоростей. Компрессор с лопатками 7 предназначен для сжатия дозвукового потока перед камерами сгорания 8. Турбина с лопатками 10 предназначена для вращения компрессора с лопатками 7 через вал 4. Термоэмиссионные слои 14, 15, 16 с низкой работой выхода электронов, нанесенные на лопатки 7 компрессора, лопатки 10 турбины поверхность камер сгорания 8 предназначены для обеспечения как можно большего выхода электронов эмиссии при нагреве лопаток 7 компрессора, лопаток 10 турбины и камер сгорания 8 соответственно.

Сопло 11 предназначено для ускорения потока продуктов сгорания топливовоздушной смеси (ТВС) - рабочего тела.

Слой восприятия электронов 12 и токопроводящая подложка анода 13 образуют анод.

Источник электроэнергии 18 предназначен для создания электрического тянущего поля, которое усиливает эмиссию электронов с термоэмиссионных слоев 14, 15, 16 и их электронное охлаждение.

Опоры 5 и 6 предназначены для удержания и обеспечения вращения вала 4, а также для прохождения электронов от источника электроэнергии 18 к лопаткам компрессора 7 с эмиссионным слоем 14 и лопаткам турбины 10 и эмиссионным слоем 15. Токопроводящая прокладка 9 предназначена для перенаправления электронов от источника электроэнергии 18 к камерам сгорания 8 с эмиссионным слоем 16.

Заявляемый ГТРД работает следующим образом. На старте летательного аппарата (ЛА) заявляемый ГТРД функционирует, как классический ТРД, при запуске которого компрессор с лопатками 7 начинает вращаться вместе с валом 4 и лопатками 10 турбин, подавая сжатый воздух в камеры сгорания 8, куда подается топливо. При смешивании в камерах сгорания 8 воздуха с топливом образуется топливовоздушная смесь (ТВС) и происходит ее горение с выделением тепла и образованием продуктов сгорания ТВС - рабочего тела. После турбины рабочее тело направляется в сопло 11, в котором ускоряется и выходит наружу, создавая при этом тягу.

После достижения сверхзвуковых скоростей полета в диффузоре 3 происходит торможение набегающего потока воздуха до дозвуковых скоростей. При торможении воздушного потока его температура возрастает. Лопатки 7 компрессора, покрытые термоэмиссионным слоем 14, также начинают нагреваться до температур, при которых с покрывающих их термоэмиссионного слоя 14 начинают выходить «горячие» электроны, забирая с собой большое количество тепловой энергии. При этом лопатки 7 компрессора охлаждаются. В дальнейшем эти электроны эмиссии в результате взаимодействия с потоком горячего воздуха (с рабочим телом от камер сгорания 8) и электрическим полем от источника электроэнергии 17 направляется к слою восприятия электронов 12 анода, оседают на нем.

Одновременно в камерах сгорания 8 с термоэмиссионным покрытием 16 при поступлении воздуха и протеканий реакций горения ТВС происходит нагрев камер сгорания 8 и термоэмиссионного покрытия 15. В результате с термоэмиссионных покрытий 15 также происходит эмиссия «горячих» электронов, с последующим охлаждением термоэмиссионных покрытий 15 и камер сгораний 8. Далее горячий поток рабочего тела поступает на лопатки турбины 10 с термоэмиссионным покрытием 16, вследствие чего оно также начинает эмитировать «горячие» электроны с покрытия в выходной поток рабочего тела.

Таким образом, «горячие» электроны с термоэмиссионных покрытий 14, 15, 16, выходя из них, охлаждают соответственно лопатки компрессора, камеры сгорания и турбины. Рабочее тело, выходя из сопла 11, создает тягу. При этом «горячие» электроны, находящиеся в выходном потоке рабочего тела ГТРД, оседают на слое восприятия электронов 12. Далее через токопроводящую подложку анода 13 и источник электроэнергии 18 вновь поступают в корпус 1. От корпуса 1 электроны поступают через опоры 5 и 6, вал 4 к лопаткам 7 компрессора с эмиссионным слоем 14 и к лопаткам турбины 10 с эмиссионным слоем 16, а также через токопроводящую прокладку 9 к камерам сгорания 8 с эмиссионным слоем 15.

Далее описанный выше цикл работы ГТРД вновь повторяется.

Таким образом, электронное охлаждение лопаток турбины, лопаток компрессора, камер сгорания и других горячих элементов позволяет поддерживать их температуру на уровне, при котором сохраняются все их прочностные характеристики. Причем за счет близкой к экспоненциальной зависимости электронного охлаждения от температуры появляется возможность многократного применения заявляемого изобретения, поскольку снижаются возникающие температурные градиенты и напряжения при любых режимах работы ГТРД, в том числе на этапе старта и останова.

Изменяя напряжение в источнике электроэнергии, появляется возможность как регулировать температуру термоэмиссионно-защищаемых теплонапряженных элементов ГТРД, так и проводить их непрерывную диагностику.

При достижении значений напряжения в источнике электроэнергии величин от 10⁷ В/см электронное охлаждение может быть увеличено за счет выхода электронов при прохождении электронов сквозь потенциальный барьер - туннелирования. То есть к электронному охлаждению при термоэлектронной эмиссии добавляется электронное охлаждение при автоэлектронной эмиссии. Иными словами, происходит термополевая эмиссия электронов с соответствующим электронным охлаждением.

Кроме того, анод также может быть составным и поэлементно располагаться напротив элементов катода. Например, анод, воспринимающий электроны эмиссии с лопаток компрессора, располагается между компрессором и камерой сгорания и электрически последовательно связан с термоэмиссионным покрытием лопаток компрессора через источник электроэнергии. Аналогично для камер сгорания и лопаток турбины. Таким образом, образуются независимые электронные контура охлаждения лопаток компрессора, камер сгорания и лопаток турбин.

Защитить термоэмиссионным способом можно любой элемент, нагреваемый в ходе полета ЛА.

В качестве термоэмиссинно-защитного слоя может выступать либо защитный слой, модифицированный путем снижения работы выхода электронов его поверхности, либо специальный наноструктурированный слой с низкой работой выхода электронов.

Таким образом, решается указанная техническая задача и достигается технический эффект, который заключается в том, что расширяется диапазон скоростей полета ТРД до 6... 10 М и выше за счет применения электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии лопаток компрессора, камеры сгорания, лопаток турбин и других теплонапряженных элементов ГТРД. Также происходит снижение массы многорежимной двигательной установки за счет того, что отсутствует необходимость оснащения летательного аппарата двумя типами двигательных установок - отдельно для дозвукового и малого сверхзвукового режима полета (ТРД) и гиперзвукового режима полета (ГПВРД), появляется возможность организовать все режимы полета с одним устройством двигателя (ГТРД). При этом ГТРД сам существенно упрощается, поскольку отсутствует необходимость в наличии сложных систем охлаждения наиболее теплонапряженных элементов, таких как лопатки турбин, камеры сгорания и, в данном случае, лопаток компрессора, взаимодействующих с горячим потоком воздуха, замедленным с гиперзвуковых до дозвуковых скоростей. При этом появляется возможность многократного применения ГТРД за счет снижения температурных напряжений, по причине снижения температурных градиентов при близкой к экспоненциальной зависимости электронного охлаждения от температуры.

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике и может быть применено при создании двигателей высокоскоростных летательных аппаратов в качестве их основной двигательной установки. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель содержит корпус с воздухозаборником и диффузором, вал, лопатки компрессора, размещенные на валу за диффузором, камеры сгорания, установленные внутри корпуса параллельно валу, лопатки турбины, размещенные на валу после камер сгорания, сопло, установленное на корпусе за лопатками турбины. В состав двигателя введены термоэмиссионные слои из материала с низкой работой выхода электронов, нанесенные соответственно на лопатки компрессора, лопатки турбины и на внутренние поверхности установленных внутри корпуса через электропроводящие прокладки камер сгорания, прикрепленный к соплу через электроизолирующую прокладку элемент - анод в форме токопроводящей подложки с нанесенным на ее обращенную к оси корпуса поверхность слоем восприятия электронов из материала с низкой работой выхода электронов, источник электроэнергии, который своим положительным полюсом подключен к токопроводящей подложке анода, а отрицательным полюсом подключен к корпусу. Изобретение направлено на расширение диапазона скоростей полета турбореактивного двигателя за счет применения электронного охлаждения теплонапряженных элементов двигателя. 1 ил.

Гиперзвуковой турбореактивный двигатель, включающий корпус с воздухозаборником и диффузором, вал, который с помощью опор соосно установлен в корпусе, лопатки компрессора, размещенные на валу за диффузором, камеры сгорания, установленные внутри корпуса параллельно валу, лопатки турбины, размещенные на валу после камер сгорания, сопло, установленное на корпусе за лопатками турбины, отличающийся тем, что в его состав введены термоэмиссионные слои из материала с низкой работой выхода электронов, нанесенные соответственно на лопатки компрессора, лопатки турбины и на внутренние поверхности установленных внутри корпуса через электропроводящие прокладки камер сгорания, прикрепленный к соплу через электроизолирующую прокладку элемент - анод в форме токопроводящей подложки с нанесенным на ее обращенную к оси корпуса поверхность слоем восприятия электронов из материала с низкой работой выхода электронов, источник электроэнергии, который своим положительным полюсом подключен к токопроводящей подложке анода, а отрицательным полюсом подключен к корпусу.