ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2021 года по МПК F02K9/78 

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах.

Двигатель содержит входное устройство, осевой компрессор, в последней ступени спрямляющий аппарат компрессора с разделительным кольцом, кольцевую камеру сгорания, спрямляющий аппарат турбины с раздельными кольцами, имеющие лабиринтные уплотнения, свободную турбину с осевым компрессором, систему подачи кислорода (окислителя) разогретого топлива, кольцевую камеру сгорания с теплообменником, удлинительную трубу, внешние регулируемое сопло двигателя и внутренние не урегулированное сопло.

Список литературы:

Н.А. Максимов, В.А.Секистов «Авиадвигатели самолётов и вертолётов», М.М. Масленников «Авиационные газотурбинные двигатели», А.А. Колесников «Основы теории реактивных двигателей», Н.В.Иноземцев «Авиационные газотурбинные двигатели теория и рабочий процесс»,1955г. А.А.Дорофеев «Основы теории тепловых ракетных двигателей» 2017 г. М.В. Добровольский «жидкостные ракетные двигатели» 2006 г. Патены: GB 1171966 МПК F02C 7/, №2187009 С2.

Задачей данного изобретения является разработка турбореактивного двигателя с улучшенными характеристиками по повышению мощности, экономичности топлива на повышенных режимах работы двигателя, увеличения скорости и высоты полёта более 40 км., возможность управляемого полёта при остановке или разрушении компрессора двигателя с обеспечением работоспособности всех систем самолёта. Установка двигателей на самолёты стратегической авиации и сверхзвуковые самолёты гражданской авиации, для полетов на сверхзвуковых скоростях.

Наиболее близкий по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является патент № 27275332 «Турбореактивный двигатель» 2019 г. Турбореактивный двигатель имеет в последней ступени спрямляющий аппарат компрессора, разделительное кольцо с лабиринтными уплотнителями, перед кольцевой камерой сгорания и разделительным корпусом, которые разделяют поток сжатого воздуха компрессором на два потока: внешний, приводит во вращение турбину, окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе, и регулируется внешним регулируемым соплом, внутренний, сжатый поток компрессором, поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата и внутренние лопатки турбины и поступает в кольцевую камеру сгорания, которая расположена за турбиной, скорость потока газа сгорания регулируется внутренним регулируемым соплом. Полый вал обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя.

Недостатком донного двигателя является не возможность осуществления полёта самолёта на высотах более 38км, невозможность выполнять полёт при отказе компрессора двигателя.

Техническим результатом, который будет получен при осуществлении данного изобретения, является уменьшение длины пробега, при взлёте с максимальным весом самолёта. Увеличение скорости полёта и высоты летательного аппарата. Выход на высоты близким к космическим. Возможность пилотирования при разрушении компрессора. Установка двигателей на самолёты стратегической авиации и сверхзвуковые пассажирские.

Турбореактивный двигатель содержит входное устройство, компрессор №1 (3) с разделительным кольцом (4) с лабиринтным уплотнителем в последней ступени, кольцевую камеру сгорания №1 (8), турбину №1 (12) с кольцевым разделительным кольцом с лабиринтным уплотнителем и кольцевую камеру сгорания №2 (37), находящуюся за турбиной №2, турбину №2 (14) с кольцевым разделительным кольцом и лабиринтным уплотнителем, внешние лопатки турбины выполняют роль турбины и имеют соответствующий профиль турбины; внутренние лопатки турбины выполняют роль компрессора и имеют профиль лопаток компрессора, турбина №1 (12) и компрессор №2 (16) имеют общий вал (44), за последней ступеней компрессора №2 (16) расположена перепускная лента (17), кольцевой пластинчатый клапан (18), которые обеспечивают переход кольцевой камеры сгорания №2 (37) на ракетный режим работы; кольцевая камера сгорания №2 (37) с форсунками (43) для подачи в неё топлива и окислителя, кольцевая камера сгорания №2 (37) с теплообменником (41); кольцевая камера сгорания №2 (37) обеспечивает систему подачи топлива и окислителя; при отказе компрессора №1 (3) двигателя, тяга будет создаваться только за счёт кольцевой камеры сгорания №2 (37), при подачи в неё топлива и кислорода (окислителя); привод агрегатов (28) обеспечивает работу всех агрегатов самолёта; сквозной полый вал (45) обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя.

Требуемый технический результат достигается тем, что двигатель за турбиной имеет свободную турбину с компрессором, на последней ступени которого расположена перепускная лента, за ней кольцевой пластинчатый клапан, кольцевая камера сгорания с теплообменником, системой подачи разогретого топлива и кислорода (окислителя), переходом кольцевой камеры сгорания на режим работы ракетного двигателя.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на Фиг.1 - Принципиальная схема турбореактивного двигателя.

1. Воздух, поступающий во внутреннюю полость вала двигателя;

2. Наружный воздух, поступающий в компрессор двигателя;

3. Компрессор двигателя №1;

4. Разделительное кольцо спрямляющего аппарата компрессора №1;

5. Воздух, поступающий через управляющий клапан 25 на турбину 26;

6. Воздух, поступающий в кольцевую камеру сгорания №1;

7. Воздух, поступающий на внутренние лопатки спрямляющего аппарата турбины;

8. Кольцевая камера сгорания №1;

9. Разделительный корпус;

10. Корпус;

11. Разделительное кольцо спрямляющего аппарата турбины;

12. Турбина;

13. Разделительное кольцо свободной турбины;

14. Свободная турбина;

15. Стойка крепления компрессора №2;

16. Компрессор №2;

17. Перепускная лента компрессора №2;

18. Кольцевой пластинчатый клапан;

19. Передняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

20. Управляющий клапан №1;

21. Трубопровод подачи топлива от топливного насоса в теплообменник;

22. Трубопровод подачи топлива на топливный насос;

23. Топливный насос;

24. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от турбины 26 в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

25. Управляющий клапан №2;3

26. Турбина топливной системы кольцевой камеры сгорания №2;

27. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от газогенератора в турбину 26;

28. Привод агрегатов (генератор тока, гидравлический насос);

29. Насос кислорода (окислителя);

30. Трубопровод подачи кислорода (окислителя) на насос окислителя;

31. Управляющий клапан №3;

32. Газогенератор;

33. Трубопровод подачи топливо-кислородной (окислителя) смеси в газогенератор;

34. Трубопровод подачи кислорода (окислителя) в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

35. Управляющий клапан №4;

36. Внешний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

37. Кольцевая камера сгорания №2;

38. Задняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

39. Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

40. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной смеси в трубопровод 33 подачи топливо-кислородной (окислителя) смеси в газогенератор;

41. Теплообменник;

42. Регулируемые створки сопла;

43. Форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

44. Вал свободной турбины и компрессора №2;

45. Сквозной полый вал;

Фиг.2 Фрагмент турбореактивного двигателя.

7. Воздух, поступающий на внутренние лопатки спрямляющего аппарата турбины;

16. Компрессор №2;

17. Перепускная лента компрессора №2;

18. Кольцевой пластинчатый клапан;

19. Передняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

20. Управляющий клапан №1;

21. Трубопровод подачи топлива от топливного насоса в форсунки кольцевой камеры № 2;

22. Трубопровод подачи топлива на топливный насос;

23. Топливный насос;

24. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от турбины 26 в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

25. Управляющий клапан №2;

26. Турбина;

27. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от газогенератора в турбину 26;

28. Привод агрегатов (генератор тока, гидравлический насос);

29. Насос окислителя;

30. Трубопровод подачи окислителя на насос окислителя;

31. Управляющий клапан №3;

32. Газогенератор;

33. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной смеси в газогенератор;

34. Трубопровод подачи кислорода (окислителя) в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

35. Управляющий клапан №4;

36. Внешний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

37. Кольцевая камера сгорания №2;

38. Задняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

39. Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

40. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси в трубопровод 33 и подачи топливо-кислородной смеси в газогенератор;

41. Теплообменник;

43. Форсунки кольцевой камеры сгорания №2

Фиг.3 Фрагмент перепускной ленты и кольцевого лепесткового клапана, кольцевой камеры сгорания №2.

7. Воздух, поступающий на внутренние лопатки спрямляющего аппарата турбины;

16. Компрессор №2;

17. Перепускная лента компрессора №2;

18. Кольцевой пластинчатый клапан;

19. Передняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

21. Трубопровод подачи топлива от топливного насоса в теплообменник кольцевой камеры № 2;

24. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от турбины 26 в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

33. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси в газогенератор;

34. Трубопровод подачи кислорода (окислителя) в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

36. Внешний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

37. Кольцевая камера сгорания №2;

38. Задняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

39. Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

40. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси в трубопровод 33 и подачи топливо-кислородной (окислителя) смеси в газогенератор;

41. Теплообменник;

43. Форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

Фиг.4 Фрагмент перепускной ленты компрессора №2 и кольцевого пластинчатого клапана.

7. Воздух, поступающий на внутренние лопатки спрямляющего аппарата турбины;

16. Компрессор №2;

17. Перепускная лента компрессора №2;

18. Кольцевой пластинчатый клапан;

19. Передняя стойка крепления корпуса кольцевой камеры №2;

21. Трубопровод подачи топлива от топливного насоса в теплообменник кольцевой камеры № 2;

24. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси от турбины 26 в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

33. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси в газогенератор;

34. Трубопровод подачи кислорода (окислителя) в форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

36. Внешний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

37. Кольцевая камера сгорания №2;

39. Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания №2;

40. Трубопровод подачи разогретой топливо-кислородной (окислителя) смеси в трубопровод 33 и подачи топливо-кислородной смеси в газогенератор;

41. Теплообменник;

43. Форсунки кольцевой камеры сгорания №2;

46. Открытое положение пластины кольцевого пластинчатого клапана;

47. Закрытое положение пластины кольцевого пластинчатого клапана;

48. Корпус кольцевого пластинчатого клапана;

Фиг.5 Кольцевой пластинчатый клапан турбореактивного двигателя.

47. Пластина кольцевого клапана;

48. Корпус кольцевого клапана;

49. Ограничительная планка;

50. Пропускное отверстие;

Фиг.6 Фрагмент кольцевого клапана.

47. Пластина кольцевого клапана;

48. Корпус кольцевого клапана;

49. Ограничительная планка;

50. Пропускное отверстие;

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. Воздушный поток, поступающий в двигатель, проходит через входное устройство в компрессор 3, где происходит сжатие воздуха. В последней ступени компрессора спрямляющего аппарата с разделительным кольцом 4, и разделительным корпусом 9 и корпусом 10, поток сжатого воздуха, разделяется на внешний поток 6 и внутренний поток 7.

Работа двигателя происходит при работе обеих камер сгорания: кольцевой камеры сгорания №1 (8) и кольцевой камеры сгорания №2 (37).

Внешний поток сжатого воздуха 6 поступает в кольцевую камеру сгорания №1 (8), где происходит образование топливо-воздушной смеси и осуществляется розжиг топлива. Образовавшийся в кольцевой камере сгорания №1 (8), газовый поток поступает на внешние лопатки спрямляющего аппарата и внешние лопатки турбины 12, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины 12 и компрессора №1 (3). Далее поступает на внешние лопатки свободной турбины 14. Лопатка свободной турбины имеет разделительное кольцо с лабиринтным уплотнителями 13 и вращает компрессор №2 (16). Окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе и регулируется внешнем регулируемым соплом 42, поступает в атмосферу.

Внутренний поток 7, поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата и внутренние лопатки турбины 12, повышая давление воздуха, далее воздух поступает в компрессор №2 (16), происходит сжатие воздуха и поступление его в кольцевую камеру сгорания №2 (37), происходит образование топливо-воздушной смеси и осуществляется розжиг топлива.

Сжигание топлива в кольцевой камере сгорания №2 (37) происходит под большим давлением воздуха, чем в кольцевой камере сгорания №1 (8), при работе кольцевой камеры сгорания №2 (37) на максимальном (форсажном режиме), в камеру сгорания подаётся топливо в паровом состоянии и кислород (Окислитель). В это режиме кольцевая №2 (37), переходит в режим работы ракетного двигателя. (М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования». В качестве окислителя может применяться кислород жидкий, азотная кислота, тектроксил, перекись водорода, озон, монооксид фтора, вода. Целесообразно применение жидкого кислорода или воды.)

При запуске двигателя после розжига топлива в кольцевой камере №1 (8) и раскрутки компрессора №1 (3) и повышении давления воздуха в последней ступени компрессора №1 (3), воздух по трубопроводу подаётся на управляющий клапан 25, при открытии которого, воздух под давлением поступает на турбину топливной системы кольцевой камеры сгорания №2 (37) и включает в работу топливный насос 23. При открытии управляющего клапана 20 топливо по трубопроводу поступает в теплообменник 41, далее по трубопроводу 40 и трубопровод 33 подаётся в газогенератор 32. Из него топливо поступает на турбину 26 далее воздушно топливная смесь идёт на форсунки кольцевой камеры сгорания №2. (37). Воздух 7 дожатый компрессором №1 (3), лопатками свободной турбины 14 и компрессором №2 (16) проходит через пропускное отверстие 50 кольцевого пластинчатого клапана 18. Пластины 47 открываются и прижимаются потоком воздуха к ограничительным планкам 49, обеспечивая проход воздуха в кольцевую камеру сгорания №2 (37). Разогрев топлива происходит в теплообменнике 41, до парового состояния и подачи его по трубопроводам 40 и 33 в теплообменник 32, пары которого раскручивают турбину топливной системы кольцевой камеры сгорания №2 (37), далее паро-топливная смесь по трубопроводу 24 поступает в форсунки 43 кольцевой камеры сгорания №2 (37). После то как турбина 26 будет раскручиваться парами топлива, управляющий клапан 25 закрывается и воздух из компрессора №1 (3) не будет поступать в турбину 26 топливной системы кольцевой камеры сгорания №2 (37).

При максимальной тяги двигателя (форсажный режим) при переходе кольцевой камеры сгорания №2 (37) в режим ракетного двигателя открываются управляющий клапан 31, и подаёт кислород ( окислитель) в газогенератор 32, где образуется топливо — кислородная (окислительная) смесь раскручивая турбину 26 и подаётся на форсунки кольцевой камеры сгорания 43 и в кольцевую камеру сгорания №2 (37), при повышении давления в ней пластины кольцевого клапана 47 закрывают пропускные отверстия 50, кольцевого пластинчатого клапана 18 и открывается перепускная лента компрессора № 2 (16) и воздух выходит за внешний корпус кольцевой камеры сгорания 36 смешиваясь с потоком воздуха 6. Выходящий поток воздуха, его скорость устанавливают регулируемыми створками сопла 42.

При отказе работоспособности компрессора №1 (3) двигателя, тяга будет создаваться только за счёт кольцевой камеры сгорания №2 (37), при подачи в неё топлива и кислорода (окислителя). Привод агрегатов 28 энергией работы всех агрегатов самолёта.

Камера сгорания №2 (37) значительно увеличивает тягу при переходе в режим работы ракетного двигателя. Истечение газа внутреннего потока 7 воздуха из кольцевой камеры сгорания №2 (37) гораздо выше истечения газа, чем во внешнем потоке 6, после турбины 12 , вследствие инжекции, уменьшает давления газов во внешнем потоке 6. КПД внешних лопаток турбины 12 и свободной турбины 14 возрастает, чтобы не превысить максимальные обороты необходимо уменьшить подачу топлива в кольцевую камеру сгорания №1 (8) и переправить топливо в кольцевую камеру сгорания №2 (37). Выходящий поток воздуха кольцевой камеры №2 (37) сгорания поступает в атмосферу.

Лопатки турбины 12 и лопатки свободной турбины 14 состоят из двух частей: внешней части, которая выполняет роль турбины с соответствующим профилем турбины, и внутренней, которая выполняет роль компрессора с соответствующим профилем компрессора, разделение лопаток осуществляется разделительными кольцами лабиринтными уплотнителями 13. Таким образом, внешние лопатки выполняют роль турбины, внутренние лопатки выполняют роль компрессора - одновременно. Лопатки внешние и внутренние выполнены как одно целое. Температура внутреннего потока 7 воздуха гораздо ниже внешнего потока 6, происходит охлаждение внешних лопаток турбины 12 , что позволяет повысить температуру выходящих газов из кольцевой камеры сгорания №1 (8).

Регулируемые створки сопла 42 поддерживают максимальную скорость истечения газов, при различных режимах работы двигателя, для получения максимального КПД мощности двигателя.

Вал компрессора 45 и вал свободной турбины и компрессора №2 (44) соединены между собой и имеют общее сквозное отверстие, по которому проходит поток воздух 1, охлаждая внутренние узлы двигателя и кольцевой камеры сгорания №2 (37), на земле за счёт инжекции, при нулевой скорости и в полёте от скоростного потока воздуха.

Предложенное техническое решение не известно из уровня техники по доступным источникам информации, из которого явным образом следует для специалиста двигателестроения, и может быть практически реализовано в серийном производстве по обычной технологии, то есть соответствует критериям патентоспособности.

Турбореактивный двигатель при применении в летательных аппаратах позволит значительно увеличить скорость и высоту полёта, уменьшить длину разбега при взлёте с максимальным весом, переход двигателя в режим ракетного двигателя обеспечит полёт при отказе, остановке компрессора без нарушения работы всех агрегатов самолёта. Как правило, на современных военных самолётах устанавливают два и более двигателя, в основном для увеличения надёжности, что значительно повышает стоимость. Установка на самолет предлагаемого двигателя позволит устанавливать один двигатель на самолётах бомбардировочной и истребительной авиации, что уменьшит их стоимость, не уменьшая их надёжности, а на самолётах стратегической авиации и самолётах гражданской авиации позволит осуществлять полёты на сверхзвуковой скорости. 6 ил.

Турбореактивный двигатель содержит входное устройство, компрессор №1 (3) с разделительным кольцом (4) с лабиринтным уплотнителем в последней ступени, кольцевую камеру сгорания №1 (8), турбину №1 (12) с кольцевым разделительным кольцом с лабиринтным уплотнителем и кольцевую камеру сгорания №2 (37), находящуюся за турбиной №2, турбину №2 (14) с кольцевым разделительным кольцом и лабиринтным уплотнителем, внешние лопатки турбины выполняют роль турбины и имеют соответствующий профиль турбины; внутренние лопатки турбины выполняют роль компрессора и имеют профиль лопаток компрессора, турбина №1 (12) и компрессор №2 (16) имеют общий вал (44), за последней ступеней компрессора №2 (16) расположена перепускная лента (17), кольцевой пластинчатый клапан (18), которые обеспечивают переход кольцевой камеры сгорания №2 (37) на ракетный режим работы; кольцевая камера сгорания №2 (37) с форсунками (43) для подачи в неё топлива и окислителя, кольцевая камера сгорания №2 (37) с теплообменником (41); кольцевая камера сгорания №2 (37) обеспечивает систему подачи топлива и окислителя; при отказе компрессора №1 (3) двигателя тяга будет создаваться только за счёт кольцевой камеры сгорания №2 (37), при подаче в неё топлива и кислорода (окислителя); привод агрегатов (28) обеспечивает работу всех агрегатов самолёта; сквозной полый вал (45) обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя.