Турбореактивный авиационный двигатель Российский патент 2020 года по МПК F02K3/10 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании реактивных двигателей, предназначенных для полета летательных аппаратов в атмосфере за счет реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов и самоподдержания процесса детонации топлива.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий газогенератор, сопло и форсажную камеру сгорания, расположенную между газогенератором и соплом.

(Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1969 г., стр. 5, рис. 1.01). /1/

Дожигание топлива в форсажной камере сгорания происходит при низком давлении и поэтому обладает малой эффективностью. Поэтому для получения дополнительной тяги приходится расходовать огромное количество топлива.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является известный турбореактивный авиационный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя.

/RU №2277181 МПК F02K 3/10 Опубликовано 27.05.2006/. /2/

Детонационное устройство по этому изобретению позволяет сжигать топливо в газодинамических резонаторах, обеспечивая в них детонационное горение, имеющее максимальную эффективность. Такой двигатель обладает довольно высокими удельными параметрами. Однако из-за того, что резонаторы расположены параллельно между собой, возрастают поперечные размеры детонационного устройства, что увеличивает габариты самолета и его аэродинамические потери. Кроме того, возможности регулирования тяги детонационного устройства весьма ограничены, поскольку каждое конкретное устройство надежно работает в узком диапазоне давления воздуха, подаваемого в него, а это зависит от скорости полета самолета, на котором установлен этот двигатель.

Таким образом, недостатком известного двигателя является низкая экономичность сгорания топлива при низком давлении на форсированных режимах работы, существенные габариты и вес конструкции, что приводит к увеличению сопротивления двигателя и не обеспечивает достаточного запаса тяги без увеличения необходимого расхода топлива.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение экономичности турбореактивного двигателя на сверхзвуковых скоростях полета в широком диапазоне их изменений.

Ожидаемый технический результат - повышение экономичности сгорания топлива и снижение его расхода, уменьшение вредных выбросов, значительное увеличение удельной тяги без существенного увеличения габаритов и веса.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном авиационном двигателе, содержащем воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя, по предложению, детонационное устройство выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания с входным воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на ее входе, проточная часть камеры отделена от проточной части газогенератора, а на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя пояса смесителей топлива и воздуха с запальными устройствами в них, при этом по периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива с запальными устройствами, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя, а оси топливных форсунок в смесителе направлены под углом к направлению потока воздуха в нем, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации. Для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура может быть выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя. Турбореактивный авиационный двигатель может быть снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса, а вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания снабжен управляемой заслонкой. Продольная кольцевая камера сгорания может быть снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом, а двигатель снабжен кольцевой обечайкой установленной между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания, образующей щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.

Выполнение детонационного устройства в виде продольной кольцевой камеры сгорания, примыкающей к корпусу наружного контура двигателя, позволяет сократить поперечные габариты двигателя, разместив все необходимые элементы устройства вдоль его продольной оси, которая в нем имеет максимальные размеры.

Соединение продольной кольцевой камеры сгорания с воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на его входе позволяет получать на входе в детонационную камеру сгорания не только воздух с высоким давлением, но и закрученным в нужном окружном направлении для работы детонационной камеры.

Отделение проточной части от проточной части газогенератора позволяет сделать их работу автономной, при этом импульсная детонация в детонационной камере напрямую не сможет влиять на работу газогенератора, например, не воздействуя на довольно чувствительные лопатки компрессора газогенератора.

Размещение на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно вдоль продольной оси двигателя поясов смесителей (резонаторов) топлива и воздуха с не менее чем с тремя смесителями по периметру каждого пояса, позволяет разместить их равномерно с наименьшими радиальными габаритами и обеспечить надежную работу газодинамических резонаторов.

Выполнение смесителей в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя и направление осей топливных форсунок в смесителе под углом к направлению потока воздуха в нем, позволяет обеспечить в резонаторах создание усилий, направленных под углом к продольной оси двигателя.

Настройка каждого отдельного пояса смесителей на свой нормированный режим импульсной детонации позволяет этому поясу работать на своем давлении в трубке, а значит, и на своей скорости полета самолета с максимальной отдачей и гаснуть при уходе в сторону от этого давления.

Кроме того:

а) для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя, что делает это устройство универсальным;

б) двигатель может быть снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса;

в) вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания может быть снабжен управляемой заслонкой, что позволит турбореактивному авиационному двигателю выключать из работы газогенератор и создавать тягу наиболее эффективным способом, направляя весь расход воздуха через детонационное устройство;

г) продольная кольцевая камера сгорания может быть снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом;

д) для охлаждения корпусов наружного контура и корпуса детонационной камеры между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камеры сгорания может быть образован щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя. Кроме того, такая щель является прекрасным демпфером от детонационных колебаний от детонационного устройства к газогенератору.

На фиг. 1 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя;

На фиг. 2 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя с щелевидным зазором между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камеры сгорания.

На фиг. 3 схема кольцевой детонационной камеры сгорания с бегущей волной.

Турбореактивный авиационный двигатель содержит воздухозаборник 1, газогенератор 2, реактивное сопло 3, детонационное устройство 4, примыкающее к корпусу 5 наружного контура 6 двигателя. Детонационное устройство 4 выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания 7 с воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем 8 на его входе, проточная часть, которой отделена от проточной части газогенератора. На внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания 7, последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя, пояса смесителей (резонаторов) 9 топлива и воздуха с запальными устройствами 10 в них. По периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя 8. Топливные форсунки 11 установлены на смесителях 9, а их оси направлены под углом к направлению потока воздуха в смесителях, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации. Вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационное устройство 4 с камерой сгорания 7 снабжен управляемой заслонкой 12. Между корпусом наружного контура 5 двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания 7, установлена кольцевая обечайка 13, образующая щелевидный зазор 14 для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.

Для создания бегущей волны 17 при реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов, в каждом отдельном поясе смесители воздуха и топлива настроены на свой режим импульсной детонации и режим самоподдержания детонации.

Камера сгорания 7 детонационного устройства 4, оснащена несколькими поясами 18, по периметру каждого пояса установлены не менее трех смесителей 9 с открытым входом и выходом и которые имеют внутренний объем и специальную конфигурацию его, достаточные для инициирования в них мгновенного взрыва.

При создании условий для детонационного термодинамического цикла в смесители каждого данного пояса 18, поступает необходимое для условий воспламенения, количество топлива и газообразного окислителя, при этом количество топлива и газообразного окислителя в смесителе определяется скоростью набегания 15 потока окислителя или скоростью движения самолета.(число Маха). После прохождения завихрителя 8 закрученный поток 16 поступает в смесители первого пояса камеры сгорания 7, в которые одновременно по топливным форсункам 11 подается топливо. Запальные устройства 10 воспламеняют горючую смесь для инициирования горения, которое трансформируется в мгновенный взрыв. Закрученная ударная волна 17, созданная этим взрывом, перемещается со сверхзвуковой скоростью и способствует созданию вторичного давления, температуры и состава окружающей среды, вызывающей воспламенение топлива и газообразного окислителя и инициирование последующего мгновенного взрыва в текущем или следующем поясе смесителей. Образующаяся суммарная ударная волна 17 улучшает показатели удельной тяги двигателя.

В предложенном двигателе предусмотрено выполнение смесителей 9 в виде отрезков трубок изогнутых по дуге корпуса камеры сгорания 7, и установленных в ней по направлению вихревого потока под углом к продольной плоскости камеры сгорания. Это позволяет компоновать двигатели с многотрубной схемой смесителей (резонаторов) длиной от 700 мм до 1500 мм. Детонационное устройство 4 двигателя позволяет эффективно работать при скорости движения до 5 Мах, при этом предложение не ограничивает число поясов со смесителями 9 в камере сгорания 7, но предусматривает настройку смесителей (резонаторов) каждого пояса на необходимое (нормированное) число Маха. Изобретение предусматривает установки в двигатель кольцевой обечайки 13, сглаживающей импульсные ударные нагрузки на элементы турбин и снижающей акустические воздействия на окружающую среду.

Двигатель, оборудованный детонационным устройством работает следующим образом.

При высоких скоростях полета, набегающий высокоскоростной поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника. После достижения летательным аппаратом скорости 0,8-1,0 М, система автоматики (не показана), открывает управляемую заслонку 12 и клапан топливных форсунок 11. После прохождения завихрителя 8, часть закрученного потока газообразного окислителя 16 поступает в смесители (резонаторы) первого пояса, настроенные на 0,8-1,0 М. Топливо и газообразный окислитель в резонаторах образуют смесь достаточную для воспламенения. Запальная свеча 10 воспламеняет смесь и инициирует ее горение, которое трансформируется в мгновенный взрыв. Ударная волна, созданная этим взрывом, перемещается со сверхзвуковой скоростью порядка 4000 м/сек. Температура в резонаторах скачком повышается приблизительно до 2800°С и скачком растет давление в смесителях первого пояса и на некотором расстоянии за ним.

Поскольку создание окружающей среды в резонаторах, вызывающей воспламенение топлива и газообразного окислителя, после мгновенного взрыва, определяется возникающей температурой, скоростью создания вторичного давления и скоростью подачи газообразного окислителя определяемой скоростью (числом Маха) летательного аппарата, то воспламенение топлива и инициирование последующего мгновенного взрыва в резонаторах первого пояса возникает только при скорости 0,8-1,0 М. Если скорость летательного аппарата выше, то автоматика закрывает подачу топлива в смесители первого пояса и открывает подачу во второй пояс с резонаторами настроенными на большие значения числа Маха и так далее, до скоростей число Маха 5. Возможен переход от поясов с повышенным значением числа Маха к поясам с пониженными значениями.

Применение двигателя позволяет повысить топливную экономичность до 30%, качественно увеличить скорость полета до 5 М, обеспечить постоянный удельный импульс по топливу 2000-2500 с при работе на углеводородном топливе без существенного увеличения габаритов и веса, увеличить КПД, снизить стоимости за счет упрощения конструкции.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании реактивных двигателей, предназначенных для полета летательных аппаратов в атмосфере за счет реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов и самоподдержания процесса детонации топлива. В известном турбореактивном авиационном двигателе, содержащем воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя, по предложению, детонационное устройство выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания с входным воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на ее входе, проточная часть камеры отделена от проточной части газогенератора, а на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя пояса смесителей топлива и воздуха с запальными устройствами в них, при этом по периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива с запальными устройствами, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя, а оси топливных форсунок в смесителе направлены под углом к направлению потока воздуха в нем, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации. Применение двигателя позволяет повысить топливную экономичность до 30%, качественно увеличить скорость полета до 5 М, обеспечить постоянный удельный импульс по топливу 2000-2500 с при работе на углеводородном топливе без существенного увеличения габаритов и веса, увеличить КПД, снизить стоимости за счет упрощения конструкции. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Турбореактивный авиационный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя, отличающийся тем, что детонационное устройство выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания с входным воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на ее входе, проточная часть камеры отделена от проточной части газогенератора, а на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя пояса смесителей топлива и воздуха с запальными устройствами в них, при этом по периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива с запальными устройствами, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя, а оси топливных форсунок в смесителе направлены под углом к направлению потока воздуха в нем, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации.

2. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя.

3. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что двигатель снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса.

4. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания снабжен управляемой заслонкой.

5. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что продольная кольцевая камера сгорания снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом.

6. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен кольцевой обечайкой, установленной между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания, образующей щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.