Воздушно-реактивный двухрежимный двигатель Российский патент 2024 года по МПК F02C3/16 F02K7/16 F02K3/75 

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, использующих продукты сгорания в качестве рабочего тела с преимущественным применением в сфере авиации.

Задачей данного изобретения является: Создание схемы сверхскоростного, экономичного двигателя полного цикла. Где под полным циклом подразумевается сообщение летательному аппарату оснащенному двигателем способность стартовать на земле, осуществлять взлет, выходить на сверхскоростной режим полета и поддерживать этот режим продолжительное время. А затем в обратной последовательности снижать скорость и совершать посадку.

Полет на сверхвысокой скорости это сложная и многогранная задача, в которой двигатель важный компонент. Но все же основные сложности главным образом ложатся на создание оптимальной конструкции самого летательного аппарата. Так или иначе конструктор летательного аппарата всегда вынужден учитывать и обеспечивать условия при которых силовая установка работает в оптимальном режиме независимо от скорости движения. Однако двигатель для полетов на сверхвысоких скоростях должен обладать исключительными показателями удельной мощности, максимально малым поперечным сечение, максимально возможным уровнем экономичности и устойчивой работой на всех режимах полета. Только совокупность этих факторов позволяет создавать сверхскоростные летательные аппараты, обладающие функциональной пригодностью, достаточным запасом дальности полета и целесообразной рентабельностью. Задача не нова и на данный момент предложен ряд различных конструкций. Наиболее продвинутым вариантом является прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который максимально близко соответствует трем выше названым критериям. Предложенный в далеком 1913 году Рене Лорином он до сих пор является основным претендентом на эту роль. Но у него есть один существенный недостаток. Порог эффективной работы устройства начинается со 2-3,5 скорости звука. Он принципиально не способен создавать тягу на низких скоростях полета и уж тем более при нулевой скорости. Поэтому ему нужен дополнительный ускоритель. Усилия по созданию двигателя полного цикла на долгие годы сосредоточились в основном на попытках комбинирования прямоточного двигателя с двигателями иных типов. Разумеется, главным кандидатом на эту роль благодаря своему доминированию стал газотурбинный двигатель (ГТД). В комбинированных схемах ГТД создает тягу на скоростях ниже порога эффективности прямоточного двигателя, а после достижения оптимальной скорости в работу вступает уже прямоточный. При всей своей логической простоте и очевидности комбинированная схема так и дала жизнеспособного варианта. И вероятно дать не сможет, поскольку содержит практически неустранимый изъян. На всех этапах в схеме присутствует «паразитная» масса. На первом этапе это элементы прямоточного двигателя, а на втором бесполезным грузом становится уже ГТД. И что совсем плохо, соотношение «паразитной» массы к эффективной непозволительно велико именно на высокоскоростных режимах полета.

Как пример можно привести техническое решение изложенное в изобретениях RU 2280778 C2 «СПОСОБ СОЗДАНИЯ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ В ВИДЕ КОМБИНИРОВАННОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ и RU 2125659 C1 «ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ» и имеющих функциональную близость к схеме, предлагаемой в рамках данного изобретения. Оба решения представляют собой варианты комбинированной схемы и имеют в своем составе ГТД (или для RU 2125659 C1 его элементы), который не только критически увеличивают общий вес конструкций но и обладая значительным поперечным сечением из-за наличия массивного вала, дисков и лопаток размещенных на них, не позволяет в принципе уменьшить его для всего двигателя. Поскольку прямоточные контуры размещаются вокруг ГТД коаксиально и еще больше увеличивая диаметр. Это полностью противоречит задаче максимального снижения лобового сопротивления стоящей перед любым летательным аппаратом и двигателем, как его составной части. А для условий полетов на сверхвысоких скоростях этот параметр приобретает критически важное значение. Кроме того комбинированная схема, как и прямоточный двигатель в отдельности имеют еще один существенный недостаток. При падении скорости прямоточный двигатель может попросту заглохнуть. А такие варианты не исключены для летательного аппарата, в функцию которого заложена возможность совершать маневрирование в процессе полета. Это по сути аварийный сценарий, требующий повторного перезапуска двигателя предварительного разгона, а затем и прямоточного.

Предлагаемые в данном изобретении воздушно реактивный, двухрежимный двигатель, предлагает вариант решения, в котором оба режима реализуются в одном, общем газовоздушном тракте за счет изменения функций и условий работы лишь отдельных составных частей двигателя, а именно - компрессора и турбины. А так же предлагают вариант экономичного способа формирования тяги при помощи воздушного эжектора.

На Фиг.1 представлена конструктивно компоновочная схема воздушно реактивного, двухрежимного двигателя в режиме ГТД, которая содержит конусно-шнековый компрессор 1 (на данной схеме двухканальный), полый вал 2 , турбину 3, заслонка 4, подшипники ротора 5, сопло 6 и диффузор 7. В режиме ГТД конусно-шнековый компрессор подает сжатый воздух внутрь полого вала, в котором за счет сжигания топлива и образования продуктов сгорания происходит увеличению давления рабочего тела. Давление рабочего тела распределяется между турбиной создающей момент вращения ротора и соплом, создающим узкую высокоскоростную струю рабочего тела направленную в центр диффузора, в котором атмосферному воздуху сообщается дополнительное ускорение, который в свою очередь формирует тягу. Заслонка обладает возможностью плавно перераспределять объемы рабочего тела от турбины к реактивному соплу, создавая фактор управления двигателем, задавая оптимальные соотношения тяги и крутящего момента определяющего производительность компрессора на различных этапах полета и маневрирования. И это важное преимущество перед ГТД классической схемы, в которой жесткая связь между турбиной и компрессором по сути не позволяет оптимально использовать энергию встречного потока воздуха. На высоких скоростях полета требуется высокая мощность двигателя, которая достигается путем дополнительной подачи топлива в камеру сгорания, это приводит к увеличению давления и как следствие созданию дополнительного момента вращения и увеличению угловой скорости на турбине которые через вал передаются на компрессор. Но компрессору при высоком уровне встречного потока воздуха попросту не нужны ни избыточно момент вращения, ни избыточная угловая скорость. Поскольку воздухозаборник(и) уже начинает подходить к уровню достаточного сжатия. И иногда его (сжатие) приходится просто ограничивать под параметры стабильной работы компрессора, который к этому моменту постепенно становится бесполезным и даже вредным грузом. Эти негативные, энергозатратные факторы, безмерно усложняют задачу обеспечения стабильности работы всей силовой установки, сужают поле выбора оптимального режима, снижают КПД. И чем выше скорость, тем больше. Эта особенность, наряду с другими, делает ГТД практически непригодным для полетов на сверхвысоких скоростях. Впрочем, проблема заметна уже на «сверхзвуке», просто с ней приходится мириться, при отсутствии альтернативы.

Ключевым элементом предлагаемой схемы является конусно-шнековый компрессор, отличительной особенностью которого являются изменение способа сжатия. В осевом компрессоре вентиляторного типа, применимом в классической схеме ГТД сжатие производит кинетическим воздействием набора лопаток на объем воздуха от ступени к ступени. При этом сам процесс происходит импульсно. Как в поперечном сечении на каждой отдельной лопатке, так и в продольном, от ступени к ступени. Воздушный поток непрерывно меняет направление движения и теряет объемную целостность. Каждая лопатка и сами роторы является генераторам турбулентных потоков, затрудняющих движение рабочего тела в воздушном тракте, при этом энергия на их создание полностью относится к потерям. Для данного компрессора сжатие происходит уже не импульсно-кинетическим, а преимущественно объемным способом. Процесс сжатия становится непрерывным и плавным. При этом воздушные каналы конусно-шнекового компрессора не содержат никаких элементов способных создавать турбулентность воздушного потока. Более того, плавное сужение каналов способствуют подавлению этих явлений, сообщая потоку максимальную ламинарность. Все выше названное позволяет утверждать, что предложенный компрессор будет обладать очень высокой эффективность и коэффициентом полезного действия. А так же широкими возможностями вариантности за счет изменения формы наружного корпуса, его габаритов, количества витков и т.д., облегчающей простор для реализации необходимых параметров заложенных в техническом задании при проектировании силовых установок. Высокая эффективность компрессора и особенности его конструкции, практически исключающие утечки позволяет рассчитывать и на значительно более высокое давление на входе в камеру сгорания. И это весьма благоприятный фактор для ускорения реакций горения. При этом в совокупности с дросселирующим эффектом сопла расположенного за областью горения топлива схема позволяет создавать в двигателе рабочее давление кратно превышающие максимально возможные значения как в классической схеме ГТД так и в прямоточных двигателях. И приближаться к значениям жидкостных ракетных двигателей. Высокое давление гарантировано обеспечивает высокую эффективность турбины (а значит и ее меньшие размеры), а так же достаточную скорость рабочего тела на выходе из сопла для формирования в воздушном эжекторе эффективной тяги на высокоскоростных режимах полета.

Заложенная в предлагаемой конструкции возможность «перераспределять объемы рабочего тела от турбины к реактивному соплу» и особенности конусно-шнекового компрессора сообщает двигателю еще один уникальный параметр - без каких либо дополнительных механизмов плавно подводить двигатель к моменту перехода на второй – прямоточный режим.( Фиг. 2) В котором заслонка 4 полностью перекрывает радиальный канал и отключают турбину 3. В этот момент выработка крутящего момента прекращается. Компрессор переходит в состояние пассивного «воздухозаборника». В котором сжатие воздуха происходить только за счет встречного напора, обеспечивая плавность процесса за счет значительной длинны винтообразных каналов (при весьма компактных размерах). Это позволяет снизить скорость тепловыделения процесса сжатия, что особенно важно на высокоскоростных режимах, где этот показатель приобретает угрожающие размеры. При этом ротор продолжит вращение за счет взаимодействия встречного потока с перегородками воздухозаборника, но уже в режиме авторотации. Если снабдить ротор устройством регулирующим скорость авторотации (вплоть до полной остановки и даже перехода к принудительному реверсивному вращению) то воздухозаборник дополняется функцией регулирования воздушного потока направляемого в область камеры сгорания. Возможно для это даже не понадобятся дополнительные компоненты т.к. с этой задачей может справиться механизм привода стартера. Впрочем, утверждать, что данная функция будет необходима пока рано. Переход от одного режима к другому не сопровождается какими то скачкообразными изменениями. Он происходит линейно и плавно (как с ГТД режима на прямоточный, так и обратно) исключая нештатные ситуации в работе двигателя, при изменении скорости полета.

Техническим результатом данного изобретения является:

1. Максимальная простота конструкции, в том числе и технологическая;

Лишь одно отсутствие лопаток, крайне трудоемких в изготовлении, дорогих и требующихся в больших количествах делает предлагаемый двигатель достойным внимания.

2. Минимизация массы силовой установки и ее размеров за счет увеличения эффективности всего двигателя и отдельных систем и что важно уменьшение поперечного сечения двигателя по сравнению с аналогичными двух режимными двигателями комбинированной схемы.

3. Оптимизация работы двигателя на уровне физико-химических процессов, протекающих в нем;

4. Увеличение ресурса за счет исключения из конструкции деталей работающих в режимах критических нагрузок и сложных, перекрестных, циклических напряжений, в первую очередь самого слабого и ненадежного компонента - лопаток, а так же уникальной особенности конструкции (двигатель в принципе можно назвать «безкорпусным») позволяющей обеспечить практически безграничные возможности эффективного охлаждения атмосферным воздухом всех критически нагруженных деталей и наружных поверхностей составных частей ротора – компрессора, вала, турбины и сопла, ровно в той степени, которая обеспечит максимально возможный либо необходимый ресурс. Предлагаемый двигатель дает возможность не просто подбирать необходимые материалы под исходные условия работы, но и на прямую задавать потребные значения по крайне мере одному параметру, а именно рабочей температуре составных компонентов, имея в наличии неограниченный запас охлаждающего тела, двигающегося с высокой относительной скоростью. Известно что, температура атмосферного воздуха уже на высоте 2500 - 3000 метров принимает отрицательные значения, а на границе тропосферы стабилизируется на значении минус 55 градусов по шкале Цельсия. Это дает возможность утверждать не просто о значительном увеличении ресурса, но и возможно о ресурсе неограниченном.

Кроме того особенности конструкции полностью исключают возможность возникновения напряжений и деформаций в результате неравномерного нагрева в поперечных сечениях. Это просто невозможно для быстро вращающегося тела. Разве что источник теплового излучения будет импульсным и точно синхронизирован с угловой скоростью вращения. Представить такой сценарий при работе двигателя крайне трудно. Неравномерность нагрева возможна лишь в осевом направлении. Но она вполне ожидаема, имеет соответствующие приемы нейтрализации негативных факторов линейного теплового расширения и при любых обстоятельства должна учитываться.

5. Высокий уровень экономичности на всех режимах полета, благодаря увеличению эффективности компрессора, высокому рабочему давлению в камере сгорания и применению воздушного эжектора формирования тяги. В котором импульс формируется преимущественно за счет разгона холодного и соответственно более плотного атмосферного воздуха, исключающего затраты энергии на его нагрев, как в случае, когда тяга формируется из потока полностью пропущенного через газовоздушный тракт двигателя. Благодаря воздушному эжектору предлагаемый двигатель способен обеспечивать более высокий КПД, как для режима ГТД, так и при работе в прямоточном режиме в сравнении с соответствующими типами двигателей.

Подведение итога:

Основной функцией любой силовой установки летательного аппарата является формирование импульса тяги с минимальными энергозатратами. Для воздушно реактивных двигателей это:

1. Максимально возможное сохранение кинетической энергии встречного воздушного потока (разумеется, имеется ввиду «условная» кинетическая энергия возникающая из-за относительной скорости неподвижного воздуха к подвижному летательному аппарату)

2. Сообщение воздушному потоку дополнительной энергии за счет сжигания топлива, увеличение его скорости и формирование за счет этого импульса тяги.

Простые на первый взгляд задачи на самом деле содержат «конфликт интересов» различных процессов происходящих в двигателе. Сохранение кинетической энергии или проще говоря скорости рабочего тела в двигателе крайне затрудняют реализацию пункта 2. Химическая реакция горения топлива, как и любая иная химическая реакция имеет свою, ограниченную скорость и требует времени. А время потребное для полного сгорания топлива тем больше, чем выше скорость летательного аппарата, так как увеличение скорости требует большей тяги, а значит большего объема топлива направляемого в камеру сгорания. На лицо негативное противоречие, когда с одной стороны желательно сохранять и увеличивать скорость рабочего тела в газовоздушном тракте, а с другой условия процесса стабильного, эффективного сжигания топлива требуют прямо противоположного. Эта «развилка интересов» ухудшает стабильность работы двигателя, требует дополнительных нередко сложных в реализации и не всегда действенных мер, что в конечном итоге влечет за собой существенное снижает КПД особенно на высоких скоростях полета.

Отличительной особенностью предлагаемой схемы двигателя является изменение принципа работы и способа формирования тяги. Это достигается путем разделением процесса на два контура. Первый контур состоит из компрессора, полового вала, турбины и сопла. В нем главным параметром является не увеличение скорости потока рабочего тела в газовоздушном тракте, а достижение максимально возможного давления перед турбиной и реактивным соплом. Этот фактор устраняет описанное выше противоречие. Возможность формировать высокое давление обеспечивает высокую скорость химической реакции, повышает ее температуру. Причем этот процесс прямо пропорционален скорости. Чем выше скорость летательного аппарата, тем выше давление на входе и выходе компрессора (воздухозаборника) и соотверственно в камере сгорания , чем выше давление в камере сгорания, тем выше скорость химической реакции. Это же давление формирует в реактивном сопле сверхскоростную струю рабочего тела, приводящую в действие второй контур – воздушный эжектор. В котором в лучшем виде реализуется «максимально возможное сохранение кинетической энергии встречного воздушного потока» и эффективное «сообщение воздушному потоку дополнительной энергии». Ровно в той же зависимости - чем выше скорость летательного аппарата, тем выше давление в реактивном сопле первого контура и скорость истечения рабочего тела из него, чем выше скорость истечения рабочего тела из сопла, тем эффективней работа воздушного эжектора и как следствие выше уровень тяги. Это снимает какие либо ограничения на увеличение скорости. Поскольку в двигателе по сути реализована формула – «чем выше скорость, тем эффективней работает двигатель».

Предлагаемый схема демонстрирует улучшение всех значимых показателей необходимых для двигателя пригодного для сверхскоростных полетов. А возможность эффективной работы в двух режимах позволяет утверждать, что это двигатель «полного цикла».

Однако на уровне конструктивно компоновочной схемы трудно спрогнозировать окончательный результат и выявить существенные недостатки. Все достоинства и недостатки проявятся только в результате исследований и по результатам испытаний модели устройства. Однако есть один существенный недостаток, который предположительно можно выявить уже на данном этапе. Высокое давление и возможно значительное увеличение температуры в камере сгорания делает весьма вероятным реакцию окисления азота до состояния монооксида. Мало того что это эндотермическая реакция будет снижать общий КПД силовой установки, самые негативные последствия возможно буду буквально «нарисованы» в небе прямо за летательным аппаратом, когда монооксид азота начнет вступать в реакцию с атмосферным кислородом с образованием диоксида азота. Летательный аппарат за которым тянется «лисий хвост» будет крайне удручающим зрелищем, способным поставить жирный крест на возможности эксплуатации двигателя по крайне мере в массовом масштабе. К счастью особенности схемы позволяют с достаточной долей уверенности утверждать, что при организации процесса горения в виде узкой, вытянутой вдоль оси вращения ротора струи это явление устранить можно. В частности, за счет вытеснения азота из зоны горения топлива на периферию центробежной силой. При этом передача тепла в периферийных областях камеры сгорания будет происходить не теплопроводностью, а преимущественно за счет теплового излучения, к которому азот диатермичен. Это позволит оградить его от избыточного нагрева. Ну и разумеется за счет оптимизации процесса горения обеспечивающего максимально полное использование кислорода при окислении топлива исключающее его химическое взаимодействие с азотом. Все процессы, происходящие в камере сгорания данного двигателя, будут крайне важны, потребуют пристального внимания, дополнительных исследований и технических решений. Но эти тонкости находятся уже вне рамок данного изобретения.

Воздушно-реактивный двигатель предназначен для создания реактивной тяги, представляет собой ротор, состоящий из конусно-шнекового компрессора 1, полого вала 2, турбины 3, заслонки 4, подшипников ротора 5, сопла 6 и размещенного за ротором диффузора 7. В режиме ГТД конусно-шнековый компрессор подает сжатый воздух внутрь полого вала, в котором за счет сжигания топлива и образования продуктов сгорания происходит увеличение давления рабочего тела. Давление рабочего тела распределяется между турбиной, создающей момент вращения ротора, и соплом, создающим узкую высокоскоростную струю рабочего тела, направленную в центр диффузора, в котором атмосферному воздуху сообщается дополнительное ускорение, формирующее тягу. Заслонка обладает возможностью плавно перераспределять объемы рабочего тела от турбины к реактивному соплу, задавая оптимальные соотношения тяги и крутящего момента, а также плавно подводить двигатель к моменту перехода на второй - прямоточный режим, в котором заслонка 4 полностью перекрывают радиальный канал и отключает турбину 3. В этот момент выработка крутящего момента прекращается. Компрессор переходит в состояние пассивного воздухозаборника, в котором сжатие происходит только за счет встречного напора воздуха и двигатель переходит в прямоточный режим работы. Предлагаемый двигатель демонстрирует улучшение всех значимых показателей, необходимых для двигателя, пригодного для сверхскоростных полетов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Воздушно-реактивный двигатель предназначен для создания реактивной тяги и имеет в своем составе конусно-шнековый компрессор, выполненный в виде конусовидного ротора со шнековыми спиралями внутри, соединенного с ним полого вала, имеющей радиальный канал турбины, насаженной на вал, сопла и диффузора, отличается тем, что компрессор, полый вал, турбина и сопло образуют ротор, внутри которого размещается газовоздушный тракт двигателя, в котором воздух сжимается конусно-шнековым компрессором и поступает внутрь полого вала, где в процессе сгорания топлива образуется высокое давление, одна часть которого направляется по радиальному каналу в турбину, создавая момент вращения, а вторая - в расположенное за турбиной сопло, формируя в нем высокоскоростную струю рабочего тела, направленную в диффузор, образующий совместно с соплом воздушный эжектор, в котором атмосферному воздуху сообщается ускорение, формирующее импульс тяги.

2. Воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что радиальный канал турбины снабжен управляющей заслонкой, позволяющей регулировать подачу рабочего тела к турбине, задавая оптимальные соотношения крутящего момента к тяге двигателя, а также полностью перекрывать канал, что приводит к отключению турбины и прекращению выработки крутящего момента, в результате чего конусно-шнековый компрессор переходит в состояние пассивного воздухозаборника, в котором сжатие воздуха происходит только за счет встречного напора, при этом газовоздушный тракт двигателя из газотурбинного режима переходит в прямоточный.