Патент на изобретение №2386829
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) ГИПЕРЗВУКОВОЙ ТУРБОЭЖЕКТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(57) Реферат:
Изобретение относится к авиадвигателестроению. Гиперзвуковой турбоэжекторный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, форсажную камеру сгорания, выходное устройство. Канал высокого давления эжектора с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения. Канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения. В канале низкого давления газового эжектора установлен паровоздушный эжектор, канал высокого давления которого является продолжением канала высокого давления водовоздушного теплообменника, установленного на входе в компрессор двигателя. Изобретение позволяет улучшить тяговые и расходные характеристики во всем диапазоне высот и скоростей. 4 ил.
Изобретение относится к авиадвигателестроению. Сегодня тяговые и расходные характеристики авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) уступают аналогичным характеристикам прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), если скорость полета более трех-пяти чисел Маха. При этом комбинация ГТД и ПВРД не улучшает характеристик исходных двигателей. Целью изобретения является разработка ГТД, обладающего лучшими тяговыми и расходными характеристиками, чем ПВРД. Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02С 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство. Недостатком турбоэжекторных двигателей (ТРДЭ) является то, что на скоростях полета более пяти чисел Маха перепад давлений (разница давлений на выходе и на входе) в турбокомпрессоре становится отрицательным, что делает тяговые и расходные характеристики ТРДЭ хуже, чем у ПВРД. Известны теплообменные устройства, которые используются в ГТД, в том числе для охлаждения воздуха на входе в компрессор (Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. – М.: Академия космонавтики, 1996, рис.24, 25). Поставленная цель достигается тем, что в канале низкого давления газового эжектора ТРДЭ установлен паровоздушный эжектор, канал высокого давления которого является продолжением канала высокого давления водовоздушного теплообменника, установленного на входе в компрессор двигателя. Появление в ТРДЭ новых элементов позволяет решить ряд технических задач: а) повысить давление в канале низкого давления газового эжектора; б) понизить температуру воздуха на входе в компрессор; в) понизить коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания без повышения температуры газа перед турбиной, что в итоге позволяет достичь поставленной цели. На фиг.1 изображена схема гиперзвукового турбоэжекторного двигателя (ГТРДЭ); на фиг.2 изображена зависимость коэффициента тяги ГТРДЭ и ПВРД от числа Маха; на фиг.3 изображена зависимость общего коэффициента полезного действия ГТРДЭ и ПВРД от числа Маха; на фиг.4 изображена зависимость удельного импульса различных реактивных двигателей от числа Маха. ГТРДЭ (фиг.1) состоит из входного устройства 1, паровоздушного эжектора 2, водовоздушного теплообменника 3, канала низкого давления 4, компрессора 5, основной камеры сгорания 6, газового эжектора с камерой смешения 7, турбины 8, форсажной камеры сгорания 9, выходного устройства 10. При этом канал высокого давления газового эжектора соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а канал низкого давления – с атмосферой через входное устройство 1. Камера смешения 7 с одной стороны соединена с газовым эжектором, а с другой стороны – с турбиной 8. Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в канал низкого давления 4 и в компрессор 5 (через канал низкого давления теплообменника 3). Сжатый в компрессоре до заданного давления воздух непрерывным потоком направляется в основную камеру сгорания 6, куда одновременно через форсунки подается топливо. Образующийся в результате сгорания газ поступает в канал высокого давления газового эжектора, заканчивающийся сужающимся соплом, и далее в камеру смешения 7. Скорость потока при истечении из сопла увеличивается, а статическое давление падает, что создает условия для эжекции воздуха из канала низкого давления 4 в камеру смешения. В камере смешения воздух и газ перемешиваются, тормозятся, в результате чего на выходе из камеры смешения устанавливается повышенное (по отношению к давлению воздуха во входном устройстве) полное давление газа. Из камеры смешения 7 газ поступает в турбину 8. Турбина приводит во вращение компрессор 5. Выходящий из турбины газ поступает в форсажную камеру сгорания, после чего расширяется в выходном устройстве и истекает в атмосферу, создавая тягу. На скоростях полета более пяти чисел Маха в теплообменник 3 под высоким давлением (более 5 МПа) с помощью гидравлического насоса подается вода, которая испаряется в каналах теплообменника (температура воды выше критической, которая для воды составляет 648 К) и в виде пара поступает в канал высокого давления паровоздушного эжектора 2, откуда со звуковой (сверхзвуковой) скоростью истекает в канал низкого давления 4 газового эжектора. При работе теплообменника 3 (паровоздушного эжектора) происходят энергетические превращения: а) понижается температура воздуха перед компрессором, что облегчает сжатие воздуха – повышает давление газа за компрессором (перед турбиной); б) повышается давление газа в канале низкого давления газового эжектора на 15÷20% (кинетическая энергия пара преобразуется в давление газа), что также повышает давление газа перед турбиной; в) повышается теплоемкость газа, что при неизменной температуре газа перед турбиной повышает расход топлива (понижается коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания) – мощность двигателя. Указанные энергетические превращения позволяют поддерживать перепад давлений в выходном устройстве ГТРДЭ выше, чем в ПВРД, что определяет физическую сущность достигаемого положительного результата. Методом математического моделирования выполнено сравнение эффективности ГТРДЭ и ПВРД при условии задания оптимальных рабочих параметров для обоих двигателей: ГТРДЭ (степень повышения давления в условиях старта На фиг.2 и 3 показаны зависимости коэффициента тяги Ср и общего КПД от числа Маха для ГТРДЭ и ПВРД. Видно, что во всем диапазоне скоростей полета (до семи чисел Маха) тяговые и расходные характеристики ГТРДЭ лучше, чем у ПВРД. Рост КПД на скоростях М>5 (фиг.3) происходит вследствие использования в ГТРДЭ дополнительного рабочего тела – воды, расход которой соизмерим с расходом топлива (на предельной скорости полета расход воды достигает 200% от расхода топлива). На фиг.4 показаны закономерности протекания удельных импульсов по М для ТРД, ПВРД, ГПВРД и ЖРД, работающих на водороде и керосине, по данным ЦИАМ. Здесь же для сравнения нанесены рассчитанные автором удельные импульсы ТРДЭ (затененные области), включая ГТРДЭ. Верхние границы указанных областей соответствуют минимальным температурам рабочего тела (максимальный КПД), при которых возможен горизонтальный полет ЛА, нижние – максимальным температурам, при которых реализуется максимальная лобовая тяга двигателя. Видно, что ТРДЭ в диапазоне скоростей от двух с половиной до семи чисел Маха являются наиболее эффективными двигателями среди известных аналогов. ГТРДЭ могут найти применение в космической отрасли. Перспективным направлением считается доставка грузов в космос с использованием двухступенчатых авиационно-космических систем, в которых первой ступенью является гиперзвуковой самолет-разгонщик, разгоняющий вторую ступень до скоростей М=6÷7. По оценкам экспертов, стоимость доставки грузов в космос при использовании двухступенчатых авиационно-космических систем снижается в 5÷10 раз (Вестник академии космонавтики. – М.: Академия космонавтики, 1998,
Формула изобретения
Гиперзвуковой турбоэжекторный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны – с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство, отличающийся тем, что в канале низкого давления газового эжектора установлен паровоздушный эжектор, канал высокого давления которого является продолжением канала высокого давления водовоздушного теплообменника, установленного на входе в компрессор двигателя.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
к=3,6; коэффициент эжекции в условиях старта m=0,05; температура газа перед турбиной Тг*=2300 К; коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания 
кс не более 1,3; суммарный коэффициент избытка воздуха 
=1,0); ПВРД (
2, с.153, рис.1). Изменение свойств газа в зависимости от его температуры и состава, а также потери давления в элементах двигателя и диссоциация продуктов сгорания при выполнении расчета учтены.
