Патент на изобретение №2278986

(54) КОМБИНИРОВАННЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

(57) Реферат:

Комбинированный воздушно-реактивный двигатель содержит компрессор, первичные камеры сгорания, газовую турбину и реактивное сопло. За газовой турбиной и перед реактивным соплом размещена выходная камера сгорания, которая сообщается одновременно или раздельно – одиночно с самостоятельными и независимыми друг от друга газовоздушными каналами, имеющими раздельные входные отверстия. Первый из этих каналов размещен вдоль линии оси двигателя и содержит установленную на своем входном отверстии управляемую запорную заслонку, а также последовательно размещенные вдоль упомянутой линии оси компрессор, первичные камеры сгорания и газовую турбину. Второй канал является воздуховодом, входное отверстие которого оснащено управляемой запорной заслонкой, обращено в сторону передней части двигателя. Воздуховод размещен вдоль боковых сторон двигателя, и его выходное отверстие расположено по кругу в боковых стенках выходной камеры сгорания с возможностью направления потоков воздуха из воздуховода концентрично к центру выходной камеры сгорания с их столкновением, взаимным торможением и превращением кинетической энергии этих потоков воздуха в дополнительное сжатие. Выходная камера сгорания снабжена форсункой для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха. Изобретение повышает экономичность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов, в воздушном пространстве.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), за входным отверстием которого размещен диффузор, обеспечивающий сжатие воздуха скоростным его напором, за которым размещены камера сгорания и реактивное сопло (см. “Политехнический словарь” под ред. А.Ю.Ишлинского, изд. “Советская энциклопедия”, M. – 1980, стр.420-421).

К недостаткам ПВРД относится возможность его применения только при скорости полета, равной 2-3,5 скорости звука, и необходимость применения при использовании ПВРД стартового устройства для взлета и разгона самолета до необходимой скорости полета.

Известен также турбореактивный двигатель (ТРД), содержащий компрессор, камеры сгорания, газовую турбину и реактивное сопло с возможным применением в его составе также размещенной за газовой турбиной форсажной камеры (см. там же стр.544-545 и 566).

Недостатком ТРД является его меньшая экономичность по сравнению с ПВРД при больших скоростях полета и необходимость подачи через компрессор дополнительной массы воздуха при сжигании топлива в форсажной камере, что приводит к необходимости усложнять устройство компрессора и повышать в связи с этим мощность газовой турбины с соответствующим увеличением массы двигателя.

Предлагаемое изобретение в виде комбинированного воздушно-реактивного двигателя (далее – КВРД) позволяет получить технический результат, заключающийся в возможности, подобно ПВРД, сжатия воздуха без применения компрессора при полете самолета с большой скоростью и способности обеспечить взлет и разгон самолета с применением предложенного КВРД без использования стартового устройства. При этом КВРД обеспечивает, как и ПВРД, более высокую экономичность по сравнению с ТРД при скорости полета, равной 2-3,5 скорости звука (см. там же, стр.420).

Указанный технический результат достигается применением КВРД, содержащего компрессор, первичные камеры сгорания, газовую турбину и реактивное сопло. Согласно изобретению за газовой турбиной и перед реактивным соплом размещена выходная камера сгорания, которая сообщается одновременно или раздельно-одиночно с самостоятельными и независимыми друг от друга газовоздушными каналами, имеющими раздельные входные отверстия. Первый из этих каналов размещен вдоль линии оси двигателя и содержит установленную на своем входном отверстии управляемую запорную заслонку, а также последовательно размещенные вдоль упомянутой линии оси компрессор, первичные камеры сгорания и газовую турбину. Второй канал является воздуховодом, входное отверстие которого оснащено управляемой запорной заслонкой, обращено в сторону передней части двигателя и совместно с воздуховодом обеспечивает возможность предварительного сжатия воздуха за счет скоростного напора его встречных потоков при полете летательного аппарата. Упомянутый воздуховод размещен вдоль боковых сторон двигателя и его выходное отверстие расположено по кругу в боковых стенках выходной камеры сгорания с возможностью направления потоков воздуха из воздуховода концентрично к центру выходной камеры сгорания с их столкновением, взаимным торможением и превращением кинетической энергии этих потоков воздуха в дополнительное сжатие. Выходная камера сгорания снабжена форсункой для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха.

Как частный случай воздуховод выполнен в виде размещенного равномерно со всех сторон с внешней боковой стороны двигателя кольцевого воздуховода с круговыми относительно линии оси двигателя входным и выходным отверстиями.

Как частный случай воздуховод выполнен из размещенных с внешней боковой стороны двигателя равномерно по кругу нескольких одинаковых по размеру и форме труб со своими входными и выходными отверстиями и упомянутыми выше управляемыми запорными заслонками.

На приведенном чертеже в разрезе по осевой фронтальной плоскости показано в общем виде устройство КВРД. Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха и продуктов сгорания.

КВРД содержит компрессор 1, первичные камеры сгорания 2, газовую турбину 3 и реактивное сопло 4. За газовой турбиной и перед реактивным соплом размещена выходная камера сгорания 5, которая сообщается с соплом 4 и вместе с тем одновременно или раздельно-одиночно с самостоятельными и независимыми друг от друга газовоздушными каналами, имеющими раздельные входные отверстия. Первый из этих каналов 6 размещается вдоль линии оси 0-0 двигателя и содержит установленную на своем входном отверстии управляемую запорную заслонку 7, а также последовательно размещенные в канале вдоль линии оси 0-0 компрессор 1, первичные камеры сгорания 2 и газовую турбину 3, в совокупности составляющие сочетание аналогичных частей турбореактивного двигателя с аналогичными особенностями функционирования. Второй канал является воздуховодом 8, входное отверстие 9 которого оснащено управляемой запорной заслонкой 10, обращено в сторону передней части двигателя и совместно с воздуховодом 8 обеспечивает возможность предварительного сжатия воздуха за счет скоростного напора его встречных потоков при полете летательного аппарата. Упомянутый воздуховод 8 размещен вдоль боковых сторон двигателя и его выходное отверстие 11 расположено по кругу в боковых стенках выходной камеры сгорания 5 с возможностью направления потоков воздуха из воздуховода 8 концентрично к центру выходной камеры сгорания с их столкновением, взаимным торможением и превращением кинетической энергии этих потоков воздуха в дополнительное сжатие. Выходная камера сгорания снабжена форсункой 12 для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха.

Как частный случай воздуховод 8 выполнен в виде размещенного равномерно со всех сторон с внешней боковой стороны двигателя кольцевого воздуховода с круговыми относительно линии оси 0-0 двигателя входным 9 и выходным 11 отверстиями.

Как частный случай воздуховод 8 выполнен из размещенных с внешней боковой стороны двигателя по кругу нескольких одинаковых по размеру и форме труб со своими входными 9 и выходными 11 отверстиями и упомянутыми выше управляемыми запорными заслонками 10.

Как частный случай управляемая запорная заслонка 7 первого канала 6 выполнена в виде конусного носового обтекателя двигателя, закрывающего вход в первый канал при нахождении в переднем положении. При перемещении упомянутого конуса обтекателя в пределы полости первого канала 6 он совмещается с зазором с передней частью корпуса компрессора и открывает доступ для воздуха в первый канал. С целью повышения надежности функционирования перемещение конуса обтекателя производится по неподвижному направляющему стержню 13.

Как частный случай управляемая запорная заслонка 10 воздуховода 8 выполнена в виде профилированной пластины, соединенной снаружи с корпусом двигателя при помощи шарнира (например, в виде оси) с возможностью поворота с перекрытием входа для воздуха в воздуховод.

КВРД создает реактивную тягу следующим образом.

Используются возможности, характерные для ТРД, при старте разгоне и полете летательного аппарата. При этом с помощью компрессора 1 осуществляют сжатие воздуха, который вместе с подачей топлива направляют в первичные камеры сгорания 2. В качестве привода компрессора применяют газовую турбину 3, за которой обеспечивают возможность сжигания топлива в выходной камере сгорания 5.

Отличие выходной камеры сгорания 5 в КВРД от известной форсажной камеры, входящей в состав ТРД, по устройству и особенностям работы заключается в том, что выходная камера сгорания непосредственно сообщается с атмосферным воздухом, сжатие которого осуществляется в указанном выше входном устройстве 9 и воздуховоде за счет скоростного напора встречных потоков воздуха при полете летательного аппарата и дополнительно повышается путем создания встречных потоков воздуха в самой выходной камере сгорания. В отличие от этого в форсажную камеру ТРД сжатый воздух поступает от компрессора. Это отличие обеспечивает возможность работы КВРД в режиме ПВРД, который более экономичен по сравнению с режимом работы ТРД.

В КВРД применяются три основных режима работы.

Первый режим работы аналогичен режиму работы ТРД и применяется преимущественно при старте, разгоне и полете летательного аппарата со скоростью, меньшей, чем это необходимо для работы в режиме ПВРД. При этом управляемая запорная заслонка 7 первого канала 6 открыта, что обеспечивает свободный доступ воздуха в первый канал и далее через компрессор 1 в первичные камеры сгорания 2, а образующийся в них за счет сжигания топлива газ направляется в газовую турбину 3 и далее через выходную камеру сгорания 5 – в реактивное сопло 4 с созданием реактивной тяги. При этом возможно дополнительное сжигание топлива в выходной камере сгорания с подачей его через форсунку 12. При данном режиме работы управляемая запорная заслонка 10 воздуховода 8 закрыта.

Второй режим работы осуществляется при открытых управляемых запорных заслонках 7 и 10 первого канала 6 и воздуховода 8 с сжиганием топлива в первичных камерах сгорания 2 и выходной камере сгорания 5. Этот режим работы применяется в основном при форсаже и кратковременной работе при переходе с одного из режимов работы на другой.

При третьем режиме работы осуществляется наиболее экономичный режим работы ПВРД. Применяется только при большой скорости полета. При этом управляемая запорная заслонка 7 первого канала 6 закрыта, первый канал изолирован, и воздух в него не поступает. Воздух указанным выше порядком в виде встречных потоков при полете летательного аппарата поступает в выходную камеру сгорания только из воздуховода 8, при этом управляемая запорная заслонка 10 воздуховода открыта.

С учетом приведенных особенностей работы КВРД обладает возможностями прямоточного воздушно-реактивного двигателя и вместе с тем обеспечивает взлет и разгон самолета до необходимой скорости полета без применения стартового устройства, имеет повышенную экономичность по сравнению с турбореактивным двигателем при больших скоростях полета.

Формула изобретения

1. Комбинированный воздушно-реактивный двигатель, содержащий компрессор, первичные камеры сгорания, газовую турбину и реактивное сопло, отличающийся тем, что за газовой турбиной и перед реактивным соплом размещена выходная камера сгорания, которая сообщается одновременно или раздельно-одиночно с самостоятельными и независимыми друг от друга газовоздушными каналами, имеющими раздельные входные отверстия, первый из этих каналов размещен вдоль линии оси двигателя и содержит установленную на своем входном отверстии управляемую запорную заслонку, а также последовательно размещенные вдоль упомянутой линии оси компрессор, первичные камеры сгорания и газовую турбину, а второй канал является воздуховодом, входное отверстие которого оснащено управляемой запорной заслонкой, обращено в сторону передней части двигателя и совместно с воздуховодом обеспечивает возможность предварительного сжатия воздуха за счет скоростного напора его встречных потоков при полете летательного аппарата, упомянутый воздуховод размещен вдоль боковых сторон двигателя, и его выходное отверстие расположено по кругу в боковых стенках выходной камеры сгорания с возможностью направления потоков воздуха из воздуховода концентрично к центру выходной камеры сгорания с их столкновением, взаимным торможением и превращением кинетической энергии этих потоков воздуха в дополнительное сжатие, выходная камера сгорания снабжена форсункой для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что как частный случай выполнения воздуховод выполнен в виде размещенного равномерно со всех сторон с внешней боковой стороны двигателя кольцевого воздуховода с круговыми относительно линии оси двигателя входным и выходным отверстиями.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что как частный случай выполнения воздуховод выполнен из размещенных с внешней боковой стороны двигателя равномерно по кругу нескольких одинаковых по размеру и форме труб со своими входными и выходными отверстиями и упомянутыми выше управляемыми запорными заслонками.

РИСУНКИ