Дисковый двигатель Советский патент 1993 года по МПК F02K11/00 

Дисковый двигатель предназначен для использования в авиации, в частности, на большегрузных безфюзеляжных самолетах.

Цель изобретения - двигатель большой мощности, предназначенный для привода через трансмиссию нескольких винтовых движителей, и экономичный по расходу топлива.

Цель достигается размещением по периметру горизонтально расположенного ди- ска нескольких ПВРД, которые при вращении диска вокруг вертикальной оси в кожухе со сверхзвуковой окружной скоростью обеспечивают наибольшие значения , скорости истечения газов из их сопла. Эти условия достигаются повышением давления в камере сгорания (более чем в 30 раз больше, чем на срезе сопла) и предельным повышением температуры при сгорании топлива. Требуемые условия создаются при помощи центробежного вентилятора, представляющего собой верхнюю поверхность диска, на которой установлены стационарные лопатки, создающего в зоне вертикальной стенки кожуха - воздушной камере повышенную плотность воздушного потока. Полученный скоростной напор при входе в камеру сгорания ПВРД обеспечивает максимальную для данного топлива скорость истечения газов из сопла в газовую камеру, отделенную от воздушной камеры разделительной стенкой. В газовой камере исходящий из сопл поток падает на жаростойкие лопатки, тормозится и между лопатками выходит в вытяжную камеру, в которой создано пониженное давление воздушного потока от лопаток нижней поверхности диска, и далее выбрасывается в атмосферу. Воздух к нижней поверхности диска поступает через полую вертикальную ось, вокруг которой на подшипниковых опорах вращается диск..

Дисковые двигатели располагают в плоскости левого и правого крыльев самолета при противоположном направлении вращения дисков. Запуск двигателя осуществляют от ТРД, расположенного на поверхности крыла над диском и связанного с трансмиссией. После набор высоты турбины ТРД отключают, а вентилятор продолжает подачу воздуха на поверхности диска.

00 О)

Ю

о

Подача топлива к камере сгорания каждого ПВРД осуществляется по трубам от топливной камеры, в которую топливо поступает под давлением через отверстия в стенке полой оси.

Изменение мощности дискового двигателя осуществляют через клапаны топливной камеры и блок управления топливоподачей и зажиганием путем изменения числа оборотов диска, а при сниже- нии и посадке прекращением подачи топлива к ряду ПВРД.

При снижении и посадке через дисковое сцепление отключается ряд винтовых двигателей, а затем через редуктор они включаются на противоположное вращение для торможения на посадочной полосе.

В связи с большими центробежными силами диск изготовлен из композитных материалов.

На фиг. 1 показана установка двух дисковых двигателей на безфюзеляжном самолете, где 1. - дисковые двигатели, 2 - турбореактивные пусковые двигатели, 3 - винтовые движители, 4 - топливные баки, 5 - грузовые отсеки, 6 - хвостовое крыло, .

На фиг. 2 показан центральный узел дискового двигётеля и его разрез, где 7 - лопатки центробежного вентилятора, 8 - вертикальная полая ось, & - вращающийся вокруг нее диск из композитных материалов, 10 - ограждающий, их кожух, расположенный в крыле самолета, 11 - подшипниковые опоры диска и полой оси, 12 - отверстия для подачи топлива в стенке полой оси, 13 - компрессор ТРД. 14 - камера сгорания и турбина ТРД, 15 - редуктор трансмиссии, 16- крыло самолета, 17- вал отбора мощности от диска, 18 - воздухопровод, 19 - топливопровод, 20 - топливная камера, 21 - блок управления топливопода- чей и зажиганием. .

На фиг. 3 показан периметральный узел дискового двигателя, где 22 - вытяжная камера, 23-камера сгорания ПВРД, 24-вход- ное отверстие, 25 - сверхзвуковое сопло полного расширения, 26 - воздушная камера, 27 - газовая камера с жаростойкими лопатками, 28 - разделительная стенка.

Изобретение иллюстрируется следую- щим примером. Дисковый двигатель диаметром 18 м имеет число оборотов 800 об/мин при окружной скорости 735 м/с. Вентилятор ТРД и центробежный вентилятор создают в воздушной камере давления 5 кг/см2. Скоростной напор обеспечивает отношение давления в камере сгорания и на срезе сопла ПВРД более 30, что при температуре 2500 К создает скорость истечения газового потока из сопла 1515 м/с. При ра- ходе воздуха 1,2 кг/с тяга каждого ПВРД составляет 1500 кг. В этом случае диаметр сопла 3 см, диаметр камеры сгорания 30 см, ее длина 85 см. Расход тепловой энергии составляет 640 ккал/с при расходе топлива 0,06 кг/с.

По периметру диска установлено 64 шт. ПВРД, которые с учетом потерь развивают мощность 660000 л.с. при удельном расходе топлива 0,02 кг/л.с.ч.

Вариантом может служить использование в дисковом двигателе в качестве топлива жидкого водорода, что значительно сократит загрязнение атмосферы.

Эффективность дискового двигателя состоит в увеличении мощности двигателя вследствие увеличения диаметра диска-ротора и сверхзвуковой окружной скорости его вращения, что повышает эффективность сгорания топлива в ПВРД и сокращает его расход.

Формула изобретения

Дисковый двигатель, содержащий кожух и установленный в подшипниках на оси диск с расположенными по его периферии прямоточными воздушно-реактивными двигателями, имеющими камэры сгорания и сопла, и расположенными на его боковых поверхностях лопатками двух компрессоров, выход одного из которых подключен к входу в камеры сгорания прямоточных двигателей, отличающийся тем, что, с целью увеличения мощности двигателя, он снабжен пусковым турбореактивным двигателем, винтовыми движителями, соединяю- щей их с осью дискового двигателя трансмиссией, газовой камерой с установленными в ней лопатками, и вытяжной камерой,, причем выходы из реактивных сопел подключены к газовой камере, выходы второго компрессора - к вытяжной камере, а диск выполнен из композитных материалов.

#fc.Ј.

фие.З

Использование: в авиации, в частности на большегрузныхбезфюзеляжных самолетах. Сущность изобретения: дисковый двигатель содержит расположенные на периферии диска прямоточные воздушно- реактивные двигатели и на боковых поверхностях лопатки двух компрессоров, выход одного из которых подключен к входу в камеру сгорания прямоточных двигателей, а выход другого - к вытяжной камере, выходы реактивных сопя подключены к газовой камере. 3 и.