Патент на изобретение №2386841

(54) АВИАЦИОННЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С КАМЕРОЙ ДАВЛЕНИЯ

(57) Реферат:

Авиационный двигатель с камерой давления содержит впускное отверстие для воздуха, воздушный компрессор с турбонаддувом, камеру сгорания и заднее сопло. Между задним соплом, обеспечивающим тяговое усилие для перемещения вперед, и камерой сгорания размещается камера давления. Воздушный компрессор с турбонаддувом содержит входной компрессор, большой нагнетательный компрессор и малый нагнетательный компрессор, которые соединены с передним валом трансмиссии, и дополнительно содержит переднюю приводную турбину и заднюю приводную турбину, которые соединены с задним валом трансмиссии. Между передним валом трансмиссии и задним валом трансмиссии размещается коробка передач, за которой размещается камера сгорания, в передней части которой размещается форсунка. Газ, имеющий высокую температуру, поступающий под большим давлением в камеру давления, может истекать через заднее сопло для обеспечения перемещения вперед летательного аппарата или через нижнее сопло для осуществления подъема/спуска летательного аппарата, его замедления, зависания в воздухе или медленного перемещение вперед, назад, влево или вправо. Изобретение направлено на снижение шума, повышение экономичности за счет использования бензина или дизельного топлива. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Область техники

Настоящее изобретение относится к турбореактивным двигателям, более конкретно к авиационным турбореактивным двигателям с камерой давления.

Предпосылки создания изобретения

В современном авиационном турбореактивном двигателе осуществляется сжатие поступающего воздуха во входном турбокомпрессоре, нагрев этого воздуха теплом, выделяющимся при сгорании авиационного керосина в камере сгорания, выброс назад воздуха, расширившегося при нагреве, и возникающая при этом реактивная тяга используется для обеспечения движения вперед летательного аппарата. Такой двигатель имеет следующие недостатки:

1. Конструкция двигателя очень сложна, и стоимость его изготовления неприемлемо высока. В отличие от двигателей внутреннего сгорания, используемых в обычных транспортных средствах, конструкция которых достаточно проста и, соответственно, стоимость изготовления невысока, стоимость авиационного турбореактивного двигателя составляет миллионы долларов, что является ограничивающим фактором для производства и применения летательных аппаратов.

2. Для выброса с большой скоростью поступающего сжатого воздуха сразу же после его нагрева в камере сгорания необходимо, чтобы топливо быстро сгорало, и в этом случае можно обеспечить достаточно высокий кпд. Соответственно, вместо широко используемого бензина или дизельного топлива, которые являются экономичными видами топлива, обладающими высокой теплотворной способностью, в этом случае может использоваться только дорогостоящий авиационный керосин, имеющий низкую теплотворную способность.

3. Быстрый выброс назад поступившего воздуха сразу после его нагрева в камере сгорания приводит к тому, что выбрасываемый мощный поток воздуха нестабилен и им трудно управлять для изменения вектора тяги, в результате чего системы вертикального взлета/посадки летательных аппаратов, работающие за счет изменения направления выбрасываемого воздушного потока, слишком сложны. Даже если вышеуказанная проблема разрешается за счет высоких затрат труда и материалов, все равно управлять таким летательным аппаратом сложно, что ухудшает возможности его применения и распространения. Очевидным примером является дорогостоящий самолет-истребитель “HARRIER” (Великобритания) с вертикальным взлетом/посадкой. Хотя авиаконструкторы Великобритании ценой огромных материальных затрат решили трудную задачу вертикального взлета и посадки самолета путем изменения направления истечения воздушного потока и пилоты, отбираемые из самых лучших асов, проходили строгие процедуры селекции и подготовки для полетов на истребителях “HARRIER”, аварийность этих самолетов существенно выше по сравнению с другими типами истребителей, и большая часть разбившихся самолетов “HARRIER” потерпела аварию по причине сложности управления самолетом.

4. В известных конструкциях авиационных турбореактивных двигателей в результате невозможности обеспечения удовлетворительной звукоизоляции сильный шум, вызываемый быстрым сгоранием топлива в камере сгорания, непосредственно передается наружу вместе с выбрасываемым воздушным потоком, поэтому аэропорты должны строиться на большом удалении от городских районов. Даже авиационные двигатели малых размеров, например авиационный двигатель, используемый на крылатой ракете “TOMAHAWK” (США), создает при работе высокий уровень шума, неприятно действующий на нервную систему.

Краткое описание изобретения

Настоящее изобретение направлено на решение вышеуказанных проблем известных авиационных турбореактивных двигателей, и в нем предлагается новая конструкция авиационного турбореактивного двигателя с камерой давления.

Для решения вышеуказанных проблем предлагаемый в настоящем изобретении авиационный турбореактивный двигатель, содержащий впускное отверстие для воздуха, воздушный компрессор с турбонаддувом, камеру сгорания и заднее сопло, отличается тем, что между задним соплом, обеспечивающим тяговое усилие для движения вперед, и камерой сгорания размещается камера давления; воздушный компрессор с турбонаддувом содержит входной компрессор, большой нагнетательный компрессор и малый нагнетательный компрессор, которые соединены с передним валом трансмиссии, и дополнительно содержит переднюю приводную турбину и заднюю приводную турбину, которые соединены с задним валом трансмиссии; между передним валом трансмиссии и задним валом трансмиссии размещается коробка передач, за которой находится камера сгорания, в передней части которой размещается форсунка; после двухступенчатого сжатия входным компрессором и большим нагнетательным компрессором большая часть воздуха поступает в основной впускной канал, а меньшая часть воздуха поступает во вспомогательный впускной канал после дополнительного сжатия малым нагнетательным компрессором; воздух, поступающий во вспомогательный впускной канал, смешивается с топливом, распыляемым топливной форсункой в передней части камеры сгорания для осуществления интенсивного взрывного сгорания, а воздух, поступающий в основной впускной канал, смешивается в задней части камеры сгорания с газом, еще находящимся в состоянии взрывного горения, и большое количество кислорода, содержащегося в этом воздухе, улучшает дожигание оставшегося несгоревшего топлива; высокотемпературные газообразные продукты сгорания под высоким давлением истекают через выпускное окно направляющей перегородки для обеспечения вращения передней приводной турбины, затем проходят через впускное окно кожуха задней приводной турбины для обеспечения ее вращения и затем поступают в камеру давления; большой крутящий момент, возникающий при вращении передней приводной турбины и задней приводной турбины, передается через задний вал трансмиссии в коробку передач, увеличивающую скорость вращения переднего вала трансмиссии, в результате чего входной компрессор, большой нагнетательный компрессор и малый нагнетательный компрессор, соединенные с передним валом трансмиссии, вращаются с большой скоростью, причем скорость вращения большого нагнетательного компрессора дополнительно увеличивается внутренними передачами, в результате чего он подает больше воздуха и создает более высокое давление для обеспечения прохода поступающего воздуха через основной и вспомогательный впускные каналы в камеру сгорания; высокотемпературный газ, поступающий под большим давлением в камеру давления, может истекать через заднее сопло для обеспечения перемещения вперед летательного аппарата.

При вышеуказанной конструкции двигателя в настоящем изобретении для получения высокотемпературного газа под высоким давлением в камере давления используется воздушный компрессор с турбонаддувом, и реактивная тяга, создаваемая при истечении через сопло сжатого воздуха, используется для обеспечения вертикального взлета/посадки летательного аппарата, его зависания в воздухе и полета в переднем направлении. Поскольку предлагаемый в изобретении авиационный двигатель имеет простую конструкцию, то стоимость его изготовления может быть серьезно снижена. Вертикальный взлет и вертикальная посадка летательного аппарата могут быть обеспечены за счет изменения направления истечения и расхода потока сжатого воздуха, находящегося в камере давления. Вместо дорогостоящего авиационного керосина может использоваться широко используемый бензин или дизельное топливо, которые являются экономичными видами топлива, обладающими высокой теплотворной способностью. Кроме того, уровень шума, создаваемого предлагаемым двигателем, достаточно низок. Используя вышеуказанную конструкцию авиационного двигателя, можно создать миниатюрный турбореактивный летательный аппарат, который так же, как и автомобиль, может легко и просто управляться обычными людьми для осуществления вертикального взлета и посадки и перелетов в городских районах по своим обычным делам.

Размещение направляющей перегородки в нижней части камеры сгорания является более предпочтительным, причем выпускные окна направляющей перегородки выполнены под углом 60 градусов к ее плоскости, и общая площадь выпускных окон составляет 1/3 площади поверхности направляющей перегородки, в результате чего образующийся в камере сгорания высокотемпературный воздушный поток высокого давления может направляться под некоторым углом и более эффективно воздействовать на переднюю приводную турбину для получения большего тягового усилия; на заднем валу трансмиссии для защиты от высоких температур устроен теплоизоляционный кожух, предохраняющий задний вал трансмиссии от перегрева в результате непосредственного действия пламени и, таким образом, повышающий срок его службы; на задней приводной турбине устроен кожух турбины, в котором имеется шесть впускных окон, причем их суммарная площадь равна суммарной площади выпускных окон направляющей перегородки, и воздушный поток, поступающий через указанные впускные окна кожуха задней приводной турбины под оптимальным углом, вращает ее и поступает в камеру давления через выпускные отверстия задней приводной турбины; с помощью такой конструкции температура и давление в камере сгорания могут быть значительно повышены, и высокотемпературный воздушный поток высокого давления, образующийся при взрывном сгорании топлива, может воздействовать под оптимальным углом на переднюю приводную турбину и заднюю приводную турбину с максимально возможной эффективностью, и в результате воздушный компрессор с турбонаддувом может создавать более высокое давление в камере давления.

Более предпочтительно основной несущий каркас летательного аппарата является полой конструкцией, которая используется в качестве части камеры давления двигателя и которая разделена на две части: левую часть основного несущего полого каркаса и правую часть основного несущего полого каркаса. В этом случае внутреннее пространство летательного аппарата может использоваться эффективно, и внутренний объем, занимаемый двигателем, может быть сокращен. Камера давления соединена с левой частью основного несущего полого каркаса, правая часть основного несущего полого каркаса соединена с нижним сопловым аппаратом и с левой частью основного несущего полого каркаса через переключающий элемент, и конец правой части основного несущего полого каркаса снабжен задним соплом; переключающий элемент может управлять поступлением потока воздуха высокого давления из камеры давления через левую часть основного несущего полого каркаса в правую часть основного несущего полого каркаса и далее истечением этого потока из заднего сопла для обеспечения движения летательного аппарата вперед, или же в альтернативном варианте поток воздуха высокого давления может поступать из камеры давления через левую часть основного несущего полого каркаса в нижний сопловой аппарат и далее истекать из группы сопел нижнего соплового аппарата. Поверхность нижнего соплового аппарата, снабженная группой нижних сопел, может поворачиваться вперед, назад, влево и вправо для обеспечения истечения потока воздуха из группы нижних сопел во всех направлениях, в результате чего может осуществляться подъем/спуск летательного аппарата, его замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо.

Несколько небольших сопел (как правило, шестнадцать сопел, размещенных в четыре линейки, или же может использоваться другое количество в зависимости от конкретного применения), составляющих группу нижних сопел, размещены в поверхности нижнего соплового аппарата для увеличения площади выброса воздушного потока в нижней части летательного аппарата. В этом случае может быть существенно уменьшена сила, действующая на земную поверхность в результате истечения воздушного потока из нижней части летательного аппарата, и дополнительно резко увеличивается площадь опорной поверхности для подъема летательного аппарата, в результате чего летательным аппаратом становится легче управлять и его движение на этапах взлета/посадки становится более устойчивым.

Для нижних сопел, обеспечивающих тягу для подъема/спуска летательного аппарата, его замедления, зависания в воздухе или медленного перемещения вперед, назад, влево или вправо, и для заднего сопла, обеспечивающего тяговое усилие для движения летательного аппарата вперед, могут использоваться альтернативные варианты конструкции исходя из требований практического применения.

Более предпочтительным является снабжение камеры давления передним правым соплом, передним левым соплом, задним правым соплом и задним левым соплом, каждое из которых снабжено устройством управления и клапаном включения воздушного потока, причем устройство управления используется для поворота сопла вперед, вниз и назад на 180 градусов. Реактивная тяга, создаваемая воздушным потоком, истекающим из заднего сопла, может толкать летательный аппарат вперед, в то время как реактивная тяга, создаваемая воздушными потоками, истекающими из остальных четырех сопел, может обеспечивать замедление летательного аппарата, его зависание в воздухе или вертикальный взлет и вертикальную посадку. При установке такой конструкции на летательный аппарат вышеупомянутые четыре нижних сопла могут выбрасывать воздушный поток вниз для вертикального взлета, назад для увеличения тяги и вперед для замедления летательного аппарата. (При подготовке летательного аппарата к взлету четыре нижних сопла открываются и устанавливаются в вертикальное положение. После этого двигатель запускается, и расход воздушного потока, протекающего через соответствующие сопла, регулируется в зависимости от положения летательного аппарата для обеспечения устойчивого подъема. Когда летательный аппарат поднимается на пять метров над землей или даже выше, четыре нижних сопла разворачиваются назад, обеспечивая тяговое усилие, направленное вверх и вперед, в результате чего летательный аппарат будет подниматься под определенным углом к земной поверхности. Когда летательный аппарат набирает нужную высоту, все четыре нижних сопла разворачиваются назад и занимают горизонтальное положение. Заднее сопло постепенно открывается, и в то же время четыре нижних сопла постепенно закрываются для обеспечения горизонтального полета. После того как нижние сопла полностью закрываются, заднее сопло полностью открывается, и затем пилот может управлять летательным аппаратом так же, как управляют обычным реактивным самолетом. Когда летательный аппарат должен совершить посадку, все четыре нижних сопла разворачиваются вперед. Заднее сопло постепенно закрывается, и в это время четыре нижних сопла постепенно открываются для обеспечения постепенного замедления летательного аппарата. После того как все четыре нижних сопла полностью открыты, заднее сопло полностью закрывается. После того как скорость летательного аппарата снизилась до заданной величины, четыре нижних сопла могут быть постепенно повернуты назад, при этом их общая тяга направлена вверх и назад, в результате чего летательный аппарат постепенно замедляется и снижается; и после этого четыре нижних сопла могут быть повернуты таким образом, чтобы их тяга была направлена вниз, в результате чего может осуществляться медленная вертикальная посадка.) Таким образом, улучшается подвижность и маневренность летательного аппарата.

Предпочтительная конструкция клапана включения воздушного потока содержит отсечной клапан и управляемый вентиль, причем:

1. Золотник отсечного клапана представляет собой клиновидный элемент, поэтому при такой конструкции предотвращается заклинивание золотника из-за разницы в коэффициентах теплового расширения золотника клапана и стенки прохода и перекрытие им впускного прохода для воздуха высокого давления; поскольку золотник клапана осуществляет отсечку в передней части впускного прохода для воздуха высокого давления и площадь золотника на треть больше площади указанного впускного прохода, то высокое давление воздуха в камере давления не действует непосредственно на золотник управляемого вентиля, в результате чего предотвращается возможность непроизвольного истечения воздуха высокого давления, которое может быть вызвано повреждением резьбы управляемого вентиля, возникающего по той причине, что золотник вентиля всегда установлен в положение высокого давления;

2. Золотник управляемого вентиля представляет собой усеченный конусовидный элемент, который прикреплен к средней части штока управляемого вентиля, причем корпус управляемого вентиля снабжен соответствующей уплотняющей поверхностью, с которой взаимодействуют передняя и задняя части штока управляемого вентиля, и шток управляемого вентиля снабжен уплотняющей резьбой. Когда сопла необходимо открыть, сначала включается приводной электродвигатель, соединенный с отсечным клапаном, для подъема штока отсечного клапана и соответственно соединенного с ним золотника, в результате чего открывается впускной проход для воздуха высокого давления. В этот момент приводной электродвигатель, соединенный со штоком управляемого вентиля, начинает перемещение назад штока для регулирования потока. В результате впускной проход для воздуха высокого давления и сопла открываются, и после этого воздух высокого давления, находящийся в камере давления, может истекать из сопел. Поскольку золотник управляемого вентиля является усеченным конусовидным элементом, то величина перемещения золотника назад может определять величину потока воздуха высокого давления, выходящего из камеры высокого давления, в результате чего регулируется тяговое усилие, создаваемое соплами.

Когда сопла должны закрываться, сначала приводной электродвигатель, соединенный со штоком управляемого вентиля, начинает перемещать вперед шток, в результате чего впускной проход для воздуха высокого давления закрывается и воздух высокого давления уже не будет истекать из камеры давления через сопла. Золотник управляемого вентиля представляет собой усеченный конус, снабженный на переднем конце цилиндрической частью с уплотняющей резьбой, которая прикрепляется к штоку управляемого вентиля и может быть соединена с помощью резьбового соединения с впускным проходом таким образом, что золотник управляемого вентиля может надежно перекрыть впускной проход;

3. Гайка штока отсечного клапана и шток управляемого вентиля перемещаются с помощью приводного электродвигателя для обеспечения управления и регулирования истекающего воздушного потока.

Настоящее изобретение, в котором используется вышеописанное техническое решение, обладает следующими достоинствами:

1. Принципиальная конструкция воздушного компрессора с турбонаддувом в соответствии с настоящим изобретением очень проста и содержит входной компрессор, большой нагнетательный компрессор, малый нагнетательный компрессор, переднюю приводную турбину, заднюю приводную турбину, коробку передач, устройство подачи топлива, стенку камеры сгорания, направляющую перегородку и кожух задней приводной турбины. Поэтому стоимость изготовления такого авиационного турбореактивного двигателя невысока и он так же прост и дешев, как обычный двигатель внутреннего сгорания для автомобилей, и может получить большое распространение.

2. Воздушный поток высокого давления, создаваемый воздушным компрессором с турбонаддувом в соответствии с настоящим изобретением, не истекает сразу же в окружающее пространство, а поступает в камеру давления летательного аппарата в виде высокотемпературного газа высокого давления. Таким образом, воздушный поток может в течение сравнительно длительного времени находиться под высоким давлением в высокотемпературной среде, в которой имеется достаточно кислорода. То есть может быть достигнута максимальная степень сгорания топлива с высвобождением максимума энергии, в результате чего резко повышается эффективность использования топлива. В этом случае может быть снижено загрязнение среды газообразными продуктами сгорания топлива, и можно использовать широко распространенный бензин или дизельное топливо, которые обладают высокой теплотворной способностью и в то же время достаточно дешевы. Таким образом, летательный аппарат может нести меньшее количество распространенного бензина или дизельного топлива, из которого может быть получено такое же количество энергии, как и из гораздо большего количества авиационного керосина. В результате улучшается коэффициент загрузки летательного аппарата и резко снижаются эксплуатационные расходы.

3. Воздушный поток высокого давления, создаваемый компрессором с турбонаддувом в соответствии с настоящим изобретением, не истекает сразу же в окружающее пространство, а поступает в камеру давления летательного аппарата в виде высокотемпературного газа высокого давления. Таким образом, камера давления может использоваться в качестве буфера для истекающего через сопла воздушного потока, что позволяет повысить устойчивость расхода истекающего газа, и соответственно, облегчить управление летательным аппаратом. Направлением истечения и расходом сжатого воздуха можно легко и просто управлять с малыми затратами так же, как и в широко используемых воздушных компрессорах и устройствах с пневматическим приводом. Таким образом, обеспечивается удобство управления летательным аппаратом, и поэтому может быть создан турбореактивный летательный аппарат, который так же, как и автомобиль, может легко и просто управляться обычными людьми для осуществления вертикального взлета и посадки.

4. Поскольку камера давления расположена сзади камеры сгорания, то шум, возникающий в результате взрывного сгорания топлива в камере сгорания, может быть изолирован и поглощен газом высокого давления в камере давления и плотным воздушным потоком высокого давления, проходящим через основной впускной канал, и не будет выходит наружу. В процессе работы авиационного турбореактивного двигателя будет возникать сравнительно слабый шум (примерно как шум работающего двигателя автомобиля) от работы входного компрессора и при истечении газов из сопел, и поэтому можно создать турбореактивный летательный аппарат, который так же, как и автомобиль, можно использовать для поездок в городских районах.

Промышленная применимость

По сравнению с известными конструкциями предлагаемый в настоящем изобретении авиационный турбореактивный двигатель обладает выдающимися основными характеристиками и представляет заметный прогресс в данной области техники. Основные отличительные признаки по сравнению с известными авиационными реактивными двигателями заключаются в том, что расход воздушного потока, истекающего из известных авиационных реактивных двигателей, очень велик, поскольку давление воздушного потока недостаточно высокое, в то время как предлагаемый в настоящем изобретении авиационный турбореактивный двигатель способен выбрасывать воздушный поток со средним расходом, но при очень высоком давлении известные авиационные реактивные двигатели способны работать только на низких высотах, на которых плотность воздуха относительно высока. Когда летательный аппарат находится на большой высоте (например, 20000 метров), на которой плотность воздуха мала, эффективность работы двигателя резко снижается, и тяга может упасть практически до нуля, поскольку обычные авиационные реактивные двигатели требуют большого количества воздуха для получения достаточной тяги. Однако предлагаемый в изобретении авиационный турбореактивный двигатель требует не так много воздуха для получения эффективной тяги, поэтому он может работать на больших высотах (например, на высоте 40000 метров), на которых плотность воздуха мала, и даже сохраняет свою работоспособность вплоть до границы атмосферы. Положительный технический эффект изобретения очевиден.

В том случае, когда такой летательный аппарат (так называемый “аэромобиль”) будет успешно построен, станут реальностью бытовые показанные в фильме “Звездные войны” летательные аппараты, которые обеспечивают вертикальный взлет/посадку и полеты в городских районах. Соответственно изменится облик городов и стиль городской архитектуры. При этом и все человеческое общество претерпит серьезные изменения, как это произошло, когда на смену карете пришел автомобиль.

Настоящее изобретение также может найти применение в новом типе космического челнока, снабженного предложенным в изобретении авиационным турбореактивным двигателем и автономным ракетным двигателем, стоимость изготовления которого будет низка (по сравнению со стоимостью обычного космического челнока и ракеты-носителя с большой тягой) и может быть сравнимой со стоимостью обычного гражданского реактивного самолета, при этом новый космический челнок будет способен взлетать и приземляться в обычном аэропорту, и его полет до границы атмосферы будет обеспечиваться новым двигателем, работающем на бензине с использованием атмосферного воздуха, а при выходе в открытый космос будет использоваться ракетный двигатель. Когда настанет время возвращения обратно из открытого космоса, сначала запускается ракетный двигатель для замедления аппарата, а затем при достижении границы атмосферы включается авиационный турбореактивный двигатель, и сопло устанавливается в положение, обеспечивающее движение вперед. В новом авиационном турбореактивном двигателе осуществляется сжатие поступающего наружного воздуха и сжигание бензина для получения большого тягового усилия, обеспечивающего преодоление силы тяжести, при этом скорость космического челнока снижается, и им можно управлять как обычным гражданским самолетом для полета в атмосфере с относительно небольшими (дозвуковыми) скоростями на большие расстояния с посадкой в обычном гражданском аэропорту.

Поскольку ракетный двигатель, используемый в новом космическом челноке, работает только короткий промежуток времени, когда челнок ускоряется для выхода из атмосферы и тормозится для возвращения, такой челнок может нести лишь небольшое количество ракетного топлива и окислителя, и, таким образом, грузоподъемность космического челнока повышается. Поскольку в новом космическом челноке, который тормозится предлагаемым в изобретении авиационным турбореактивным двигателем при входе в атмосферу, не будут развиваться высокие температуры порядка нескольких тысяч градусов, которые возникают в случае космического челнока традиционного типа при его возвращении в атмосферу с высокой скоростью, то не требуется массивная теплоизоляционная обшивка космического челнока и его капсулы. То есть дополнительно повышается грузоподъемность при одновременном снижении стоимости изготовления космического челнока нового типа.

Поскольку такой космический челнок так же, как и обычный гражданский самолет, может пролетать в атмосфере большие расстояния на сравнительно малых (дозвуковых) скоростях и при этом в нем используется бензин, сгорающий в поступающем сжатом наружном воздухе, то челнок может приземляться круглосуточно и при любой погоде в обычном гражданском аэропорту, что дополнительно снижает стоимость космических полетов.

Когда космический челнок нового типа, снабженный предлагаемым в изобретении авиационным турбореактивным двигателем (который сравнительно дешев и имеет большую грузоподъемность), будет успешно построен, освоение космического пространства вступит в новую эру, когда можно будет удобно и без больших затрат выходить в космос и возвращаться на Землю так же, как сегодня люди летают на современных пассажирских самолетах.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 – схема конструкции авиационного турбореактивного двигателя с камерой давления.

Фиг.2 – схема конструкции воздушного компрессора с турбонаддувом.

Фиг.3 – вид в разрезе кожуха задней приводной турбины.

Фиг.4 – вид в разрезе нижней части камеры давления.

Фиг.5 – вид в разрезе нижней части камеры сгорания.

Фиг.6 – вид в разрезе направляющей перегородки.

Фиг.7 – вид частичного разреза клапана включения воздушного потока.

Фиг.8 – схема другой конструкции авиационного турбореактивного двигателя с камерой давления.

Фиг.9 – вид конфигурации поверхности нижнего соплового аппарата.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

Настоящее изобретение будет описано в соответствии предпочтительным вариантом его осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

Каждый компонент конструкции будет указываться в подробном описании одним ссылочным номером, а именно: 1 – воздушный компрессор с турбонаддувом; 2 – кожух из титанового сплава; 3 – камера давления; 4 – впускное отверстие для воздуха; 5 – переднее правое сопло; 6 – переднее левое сопло; 7 – заднее правое сопло; 8 – заднее левое сопло; 9 – заднее сопло; 10 – входной компрессор; 11 – большой нагнетательный компрессор; 12 – малый нагнетательный компрессор; 13 – регулируемая коробка передач; 14 – клапан включения воздушного потока; 15 -топливная форсунка; 16 – задний вал трансмиссии; 17 – теплоизоляционный кожух для защиты от высоких температур; 18 – направляющая перегородка; 19 – выходное окно в направляющей перегородке; 20 – камера сгорания; 21 – стенка камеры сгорания; 22 – основной впускной канал шириной 1 см; 23 – вспомогательный впускной канал шириной 0,3 см; 24 – золотник отсечного клапана; 25 – передняя приводная турбина; 26 – задняя приводная турбина; 27 – кожух задней приводной турбины; 28 – впускное окно кожуха задней приводной турбины; 29 – выпускное отверстие кожуха задней приводной турбины; 30 – золотник управляемого вентиля; 31 – шток управляемого вентиля; 32 – корпус управляемого вентиля; 33 – гайка штока отсечного клапана; 34 – приводной электродвигатель; 35 – передний вал трансмиссии; 36 – правая часть основного несущего полого каркаса; 37 – включатель воздушного потока; 38 – впускной канал нижнего соплового аппарата; 39 – впускной канал заднего сопла; 40 – нижний сопловой аппарат; 41 – малое сопло нижнего соплового аппарата; 42 – левая часть основного несущего полого каркаса.

Как можно видеть на фиг.1 и 2, входной компрессор сжимает наружный воздух, поступающий через впускное отверстие 4 для воздуха. Поступающий воздух сжимается большим нагнетательным компрессором 11 для получения воздушного потока высокого давления, и большая часть этого потока подается в камеру сгорания 20 через основной впускной канал 22 шириной 1 см, а меньшая часть воздушного потока дополнительно сжимается малым нагнетательным компрессором 12 для получения воздушного потока повышенного давления, который подается в камеру сгорания 20 через вспомогательный впускной канал шириной всего 0,2 см, и дальше смешивается с распыленным топливом, подаваемым в камеру сгорания через топливную форсунку 15, для взрывного горения. Затем газообразные продукты сгорания смешиваются с интенсивным воздушным потоком, поступающим по основному впускному каналу, и сгорают в кислороде воздуха, в результате чего температура воздуха внутри камеры сгорания резко повышается, создавая высокое давление. Поскольку общая площадь всех выпускных окон 19 направляющей перегородки 18 гораздо больше суммарной площади сечений основного и вспомогательного впускных каналов, а длина основного и вспомогательного впускных каналов гораздо больше толщины устройства 18, то воздух высокого давления, находящийся в камере сгорания, быстро выбрасывается под некоторым углом через выпускные окна 19 направляющей перегородки 18, заставляя вращаться с большой скоростью переднюю приводную турбину 25, которая в свою очередь вращает вал 16 трансмиссии. Выпускные окна 19 направляющей перегородки 18 ориентированы под углом 60 градусов относительно ее плоскости, для того чтобы выходящий воздушный поток с большей эффективностью воздействовал на переднюю приводную турбину 25. На фиг.3 показано, что задняя приводная турбина 26 снабжена кожухом 27, в котором имеется шесть впускных окон 28. Общая площадь этих шести впускных окон равна общей площади выпускных окон направляющей перегородки 18. Затем воздушный поток, поступающий через впускные окна 28 кожуха задней приводной турбины, воздействует на заднюю приводную турбину 26 под заданным углом, обеспечивающим высокую скорость вращения турбины, и поступает в камеру 3 давления через выпускные отверстия 29 турбины 26. Кроме того, задняя турбина 26 воздействует на задний вал 16 трансмиссии и вращает его совместно с передней приводной турбиной 25. Такое устройство приводит к значительному повышению температуры и давления в камере сгорания 20, в результате чего высокоскоростной воздушный поток, создаваемый в результате взрывного сгорания топлива, воздействует на переднюю приводную турбину 25 и заднюю приводную турбину 26 с максимально возможной силой, что приводит к созданию в камере 3 давления с помощью воздушного компрессора с турбонаддувом максимально допустимого давления.

Вращение заднего вала 16 трансмиссии передается переднему валу 35 трансмиссии через коробку 13 передач, которая обеспечивает трехкратное повышение скорости вращения, и в результате входной компрессор 10 и малый нагнетательный компрессор 12 вращаются в три раза быстрее, чем передняя приводная турбина 25 и задняя приводная турбина 26 (см. фиг.2). Далее передний вал 35 трансмиссии повышает скорость вращения большого нагнетательного компрессора 11 с помощью внутренней коробки передач этого компрессора, в результате чего его ротор вращается в пять раз быстрее, чем передняя приводная турбина 25 и задняя приводная турбина 26, создавая воздушный поток, поступающий в камеру 20 сгорания под достаточно большим давлением.

Аппарат подачи топлива в камеру 20 сгорания состоит из девяти топливных форсунок 15 (см. фиг.5), разделенных на три группы по три форсунки, разнесенных по окружности на одинаковом расстоянии друг от друга. Три группы топливных форсунок 15 аналогичны трем передачам автомобиля, и изменяя рабочее состояние различных групп топливных форсунок и регулируя количество топлива, подаваемого в камеру 20 сгорания каждой топливной форсункой, пилот может управлять тягой и, соответственно, скоростью летательного аппарата. Например, если необходима максимальная тяга при вертикальном подъеме летательного аппарата, пилотом устанавливается состояние, в котором все три группы топливных форсунок 15 работают одновременно, подавая максимально возможное количество топлива для обеспечения максимально возможной тяги. При горизонтальном полете летательного аппарата необходима подача топлива всего лишь одной группой из трех топливных форсунок 15, а две группы топливных форсунок 15 могут быть выключены. Количество топлива, подаваемого тремя работающими топливными форсунками, может регулироваться для изменения скорости полета летательного аппарата.

Воздушный поток высокого давления, проходящий через основной впускной канал 22, образует плотный воздушный барьер, который изолирует и поглощает сильный шум, возникающий при взрывном сгорании топлива в камере 20 сгорания. Газ, находящийся под высоким давлением в камере давления 3, обеспечивает дополнительную изоляцию и поглощение сильного шума, возникающего при взрывном сгорании топлива в камере 20 сгорания. Это обеспечивает предотвращение распространения наружу шума, создаваемого горением топлива в камере 20 сгорания, и, таким образом, уровень шума двигателя, возникающий при его работе, минимизируется.

Воздушный поток высокого давления, проходящий через основной впускной канал 22, отводит тепло от стенки камеры сгорания, обеспечивая эффективное использование энергии, высвобождающейся при взрывном сгорании топлива. Воздушный поток высокого давления, проходящий через основной впускной канал 22, смешивается с газом, образующимся при взрывном сгорании топлива. Большое количество кислорода в поступающем воздушном потоке улучшает дожигание несгоревшего топлива. Поскольку количество кислорода достаточно и воздушный поток остается в высокотемпературной среде, находящейся под большим давлением в камере 20 сгорания и в камере 30 давления, достаточно длительное время, то топливо может сгореть полностью, что обеспечивает максимально возможное высвобождение его энергии. Высвобождающееся тепло дополнительно повышает температуру и давление газа, находящегося под большим давлением в камере 3 давления. Таким образом, обеспечивается оптимальное сгорание топлива, и, кроме того, становится возможным использование таких топлив, которые плохо горят, однако обладают высокой теплотворной способностью и в то же время дешевы (например, широко используемый бензин или дизельное топливо), вместо дорогого авиационного керосина, теплотворная способность которого невысока. Таким образом, летательный аппарат может нести меньшее количество распространенного бензина или дизельного топлива, из которого может быть получено такое же количество энергии, как и из большего количества авиационного керосина. В результате улучшается полезная грузоподъемность летательного аппарата и резко снижается выброс вредных продуктов сгорания при работе двигателя, то есть двигатель становится более экологичным.

Поскольку суммарная площадь сопел гораздо меньше, чем площадь выпускных отверстий 29 задней приводной турбины 26, то воздушный поток, выходящий из выпускных отверстий 29, создает высокое давление в камере 3 давления и выбрасывается из сопел с исключительно высокой скоростью, обеспечивая в результате тяговое усилие, величина которого изменяется в диапазоне от 40 тысяч ньютон до 50 тысяч ньютон. Таким образом, может быть создан небольшой летательный аппарат, предназначенный для транспортировки людей и грузов общим весом порядка 4-5 тонн, с возможностью вертикального взлета и посадки и полета в переднем направлении. Форму камеры 3 давления можно изменять в соответствии с формами нижней и хвостовой части летательного аппарата. Поскольку стенка камеры давления толщиной 2 см выполнена из титана, характеризующегося малым весом и высокой прочностью, то камера давления может располагаться внизу хвостовой части летательного аппарата, и основной несущий каркас летательного аппарата может содержать полую конструкцию, используемую в качестве части камеры давления двигателя (см. фиг.8), в результате чего обеспечивается снижение веса летательного аппарата и экономия материала при его изготовлении. Прочная камера 3 давления может также обеспечивать хорошую защиту при аварии, когда летательный аппарат испытывает ударные воздействия.

Как показано на фиг.1, авиационный турбореактивный двигатель снабжен четырьмя соплами (5, 6, 7 и 8), размещенными под летательным аппаратом и служащими для обеспечения его подъема/спуска, и задним соплом 9, размещенным в задней части летательного аппарата и служащим для создания тягового усилия для обеспечения горизонтального полета. Открытие и закрытие сопел и регулирование проходящего через них воздушного потока осуществляется с помощью клапана включения воздушного потока. Четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) соединены с камерой 3 давления с помощью титановой трубы толщиной 2 см, и каждое сопло снабжено поворотным устройством, способным поворачивать сопло вперед/вниз/назад в пределах 180 градусов, а также поворачивать его немного влево и вправо. Клапан включения воздушного потока обеспечивает регулирование расхода воздушного потока, проходящего через сопло, и закрывает/открывает клапан сопла.

При работе предлагаемого в изобретении турбореактивного двигателя по меньшей мере два нижних сопла или по меньшей мере заднее сопло должны находиться в состоянии “ВКЛЮЧЕНО”, то есть в любом случае одновременное закрытие всех сопел строго запрещено.

При подготовке летательного аппарата к взлету четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) открываются и устанавливаются в вертикальное положение. После этого двигатель запускается, и величина воздушного потока, протекающего через соответствующие сопла, регулируется в зависимости от положения летательного аппарата для обеспечения устойчивого подъема. Когда летательный аппарат поднимается на пять метров над землей или даже выше, четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) разворачиваются назад, обеспечивая тяговое усилие, направленное вверх и вперед, в результате чего летательный аппарат будет подниматься под определенным углом к земной поверхности. Когда летательный аппарат набирает нужную высоту, все четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) разворачиваются назад и занимают горизонтальное положение. Заднее сопло 9 постепенно открывается, и в то же время четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) постепенно закрываются для обеспечения горизонтального полета. После того как нижние сопла (5, 6, 7 и 8) полностью закрываются, заднее сопло 9 полностью открывается, и затем пилот может управлять летательным аппаратом так же, как управляют обычным реактивным самолетом.

Когда летательный аппарат должен совершить посадку, все четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) разворачиваются вперед. Заднее сопло 9 постепенно закрывается, в то время как четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) постепенно открываются. После того как все четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) полностью открыты, заднее сопло 9 полностью закрывается, в результате чего обеспечивается постепенное торможение летательного аппарата. При достижения точки приземления все четыре нижних сопла (5, 6, 7 и 8) разворачивают вниз для занятия ими вертикального положения, и количество подаваемого топлива может быть постепенно снижено, в результате чего обеспечивается медленное снижение летательного аппарата по вертикали.

Как можно видеть на фиг.7, на которой направления стрелок показывают направление воздушного потока, клапан 17 включения воздушного потока состоит из отсечного клапана и управляемого вентиля и работает следующим образом:

1. Золотник 24 отсечного клапана представляет собой клиновидный элемент, поэтому при такой конструкции предотвращается возможность заклинивания золотника из-за разницы в коэффициентах теплового расширения золотника 24 клапана и стенки прохода и перекрытия им впускного прохода для воздуха высокого давления. Поскольку золотник 24 клапана осуществляет отсечку в передней части впускного прохода для воздуха высокого давления и площадь золотника на треть больше площади указанного впускного прохода, то давление воздуха высокого давления в камере давления не действует непосредственно на золотник 30 управляемого вентиля, в результате чего предотвращается возможность непроизвольного выброса воздуха высокого давления, который может быть вызван повреждением резьбы 32 управляемого вентиля, возникающего по причине того, что золотник 30 вентиля всегда установлен в положение высокого давления.

2. Золотник 30 управляемого вентиля представляет собой усеченный конусовидный элемент, который прикреплен к средней части штока 31 управляемого вентиля. Корпус управляемого вентиля снабжен соответствующей уплотняющей поверхностью. Передняя и задняя части штока управляемого вентиля взаимодействуют с резьбой в корпусе вентиля. Шток 31 управляемого вентиля снабжен уплотняющей резьбой. Когда сопла необходимо открыть, сначала включается приводной электродвигатель 34, соединенный с отсечным клапаном, для подъема штока отсечного клапана и соответственно соединенного с ним золотника 24, в результате чего открывается впускной проход для воздуха высокого давления. В этот момент приводной электродвигатель, соединенный со штоком 31 управляемого вентиля, начинает перемещение назад штока 31 для регулирования потока. В результате впускной проход для воздуха высокого давления и сопла открываются, и после этого воздух высокого давления из камеры давления может выбрасываться из сопел. Поскольку золотник 30 управляемого вентиля является усеченным конусовидным элементом, длина перемещения назад золотника 30 может определять расход потока воздуха высокого давления, выходящего из камеры высокого давления, в результате чего регулируется тяговое усилие, создаваемое соплами.

Когда сопла должны закрываться, сначала приводной электродвигатель, соединенный со штоком 31 управляемого вентиля, начинает перемещать вперед шток 31, в результате чего впускной проход для воздуха высокого давления закрывается и воздух высокого давления уже не будет через сопла выбрасываться из камеры давлений. Золотник 30 управляемого вентиля представляет собой усеченный конус, снабженный на переднем конце цилиндрической частью с уплотняющей резьбой, которая прикрепляется к штоку 31 управляемого вентиля и может быть соединена с резьбой впускного прохода. Соответственно золотник 30 управляемого вентиля может полностью перекрыть впускной проход для воздуха высокого давления.

3. Гайка 33 штока отсечного клапана и шток 31 управляемого вентиля перемещаются с помощью приводного электродвигателя для обеспечения управления и регулирования истекающего воздушного потока.

Для нижних сопел, обеспечивающих подъем/спуск летательного аппарата, его замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо, и для заднего сопла, обеспечивающего тяговое усилие для движения летательного аппарата вперед, могут использоваться альтернативные варианты конструкции исходя из требований практического применения.

Как показано на фиг.8, в качестве основного несущего каркаса летательного аппарата может использоваться полая конструкция, которая является частью камеры давления двигателя и которая разделена на две части: левую часть 42 основного несущего полого каркаса и правую часть 36 основного несущего полого каркаса. В этом случае внутреннее пространство летательного аппарата может использоваться эффективно, и внутренний объем, занимаемый двигателем, может быть сокращен. Камера 3 давления соединена с левой частью 42 основного несущего полого каркаса. Правая часть 36 основного несущего полого каркаса 36 и сопловой аппарат 40 в свою очередь соединены с левой частью 42 основного несущего полого каркаса через включатель 37 воздушного потока. Конец правой части 36 основного несущего полого каркаса снабжен задним соплом 9. Включатель 37 может управлять прохождением воздушного потока высокого давления из камеры давления через левую часть 42 основного несущего полого каркаса и через впускной проход 39 заднего сопла в правую часть 36 основного несущего полого каркаса и истечением этого потока из заднего сопла 9 для перемещения вперед летательного аппарата. Наконец, поток воздуха высокого давления из камеры давления может проходить через левую часть 42 основного несущего полого каркаса и впускной проход 38 нижних сопел в сопловой аппарат 40, из которого воздух выбрасывается через группу нижних сопел 41. Поверхность соплового аппарата 40, снабженная группой нижних сопел 41, может поворачиваться вперед, назад, влево и вправо для обеспечения выброса потока воздуха из группы нижних сопел 41 во всех направлениях, в результате чего может осуществляться подъем/спуск летательного аппарата, его замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо.

Как показано на фиг.9, несколько небольших сопел 41 (например, шестнадцать сопел, размещенных в четыре линейки, или же может использоваться другое количество в зависимости от конкретного применения), составляющих группу нижних сопел 41, размещены в поверхности нижнего соплового аппарата 40 для увеличения поверхности выброса воздушного потока в нижней части летательного аппарата. В этом случае существенно уменьшается сила, действующая на земную поверхность в результате выброса воздушного потока из нижней части летательного аппарата, и дополнительно резко увеличивается площадь опорной поверхности для подъема летательного аппарата. Соответственно, летательным аппаратом становится легче управлять на этапах взлета/посадки или зависания в воздухе, и при этом его движение становится более устойчивым.

Предлагаемые в изобретении конструкции нижнего соплового аппарата 40 и заднего сопла 9, показанные на фиг.8, упрощают для пилота управление летательным аппаратом по сравнению с конструкциями, состоящими из четырех сопел (5, 6, 7 и 8) и заднего сопла 9, показанными на фиг.1. Конструкция, вид которой представлен на фиг.8, позволяет пилоту при управлении летательным аппаратом осуществлять его подъем/спуск, замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо с помощью всего лишь одного переключателя 37 воздушного потока. В то время как при использовании конструкции, показанной на фиг.1, пилот должен одновременно манипулировать пятью управляющими устройствами для управления четырьмя нижними соплами (5, 6, 7 и 8) и задним соплом 9 и должен следить за тем, чтобы по меньшей мере одно сопло было в положении “ВКЛЮЧЕНО” для того, чтобы не допустить случайной аварии. Поэтому конструкция, показанная на фиг.8, является более предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.

Формула изобретения

1. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления, содержащий впускное отверстие для воздуха, воздушный компрессор с турбонаддувом, камеру сгорания и заднее сопло, отличающийся тем, что между задним соплом, обеспечивающим тяговое усилие для перемещения вперед, и камерой сгорания размещается камера давления, воздушный компрессор с турбонаддувом содержит входную турбину, большую нагнетательную турбину и малую нагнетательную турбину, которые соединены с передним валом трансмиссии, и дополнительно содержит переднюю приводную турбину и заднюю приводную турбину, которые соединены с задним валом трансмиссии, между передним валом трансмиссии и задним валом трансмиссии размещается коробка передач, за которой размещается камера сгорания, в передней части которой размещается форсунка, после двухступенчатого сжатия входным компрессором и большим нагнетательным компрессором большая часть воздуха поступает в основной впускной канал, а меньшая часть воздуха поступает во вспомогательный впускной канал после дополнительного сжатия малым нагнетательным компрессором, воздух, поступающий во вспомогательный впускной канал, смешивается с топливом, распыляемым топливной форсункой в передней части камеры сгорания для осуществления интенсивного взрывного сгорания, а воздух, поступающий в основной впускной канал, смешивается с газообразными продуктами взрывного сгорания в задней части камеры сгорания, и кислород, содержащийся в воздухе, улучшает дожигание оставшегося несгоревшего топлива, высокотемпературные газообразные продукты сгорания под высоким давлением выбрасываются через выпускное окно направляющей перегородки для обеспечения вращения передней приводной турбины, затем проходят через впускное окно кожуха задней приводной турбины для обеспечения ее вращения и затем поступают в камеру давления, большой крутящий момент, возникающий при вращении передней приводной турбины и задней приводной турбины, передается через задний вал трансмиссии в коробку передач, увеличивающую скорость вращения переднего вала трансмиссии, в результате чего входной компрессор, большой нагнетательный компрессор и малый нагнетательный компрессор, соединенные с передним валом трансмиссии, вращаются с большой скоростью, причем скорость вращения большого нагнетательного компрессора дополнительно увеличивается внутренними передачами, в результате чего он подает больше воздуха и создает более высокое давление для обеспечения прохода поступающего воздуха через основной и вспомогательный впускные каналы в камеру сгорания, газ, имеющий высокую температуру, поступающий под большим давлением в камеру давления, может истекать через заднее сопло для обеспечения перемещения вперед летательного аппарата или через нижнее сопло для осуществления подъема/спуска летательного аппарата, его замедления, зависания в воздухе или медленного перемещения вперед, назад, влево или вправо.

2. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления по п.1, отличающийся тем, что направляющая перегородка размещена в нижней части камеры сгорания, причем выпускные окна направляющей перегородки выполнены под углом 60° к ее плоскости и общая площадь выпускных окон составляет 1/3 площади поверхности направляющей перегородки и, таким образом, образующийся в камере сгорания воздушный поток, имеющий высокую температуру и высокое давление, может направляться под некоторым углом и более эффективно воздействовать на переднюю приводную турбину, на заднем валу трансмиссии для защиты от высоких температур устроен теплоизоляционный кожух, предохраняющий задний вал трансмиссии от перегрева и, таким образом, повышающий срок его службы; задняя приводная турбина снабжена кожухом турбины, в котором имеется шесть впускных окон, причем их суммарная площадь равна суммарной площади выпускных окон направляющей перегородки, и воздушный поток, поступающий через указанные впускные окна задней приводной турбины, вращает ее и поступает в камеру давления через выпускное отверстие задней приводной турбины; с помощью такой конструкции температура и давление в камере сгорания могут быть значительно повышены и энергия, высвобождаемая при взрывном сгорании топлива, может воздействовать на заднюю приводную турбину и переднюю приводную турбину с максимально возможной эффективностью, и в результате воздушный компрессор с турбонаддувом может создавать максимально высокое давление в камере давления, и реактивная тяга истекающего воздушного потока обеспечивает более эффективное выполнение этапов взлета/посадки и полета летательного аппарата.

3. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления по п.2, отличающийся тем, что основной несущий каркас выполнен полым таким образом, что он является частью камеры давления двигателя, причем несущий каркас разделен на две части: левую часть основного несущего полого каркаса и правую часть основного несущего полого каркаса, таким образом, внутреннее пространство летательного аппарата может быть использовано более эффективно, и внутреннее пространство, занимаемое двигателем, может быть уменьшено, камера давления соединена с левой частью основного несущего полого каркаса, и правая часть основного несущего полого каркаса и нижний сопловой аппарат соединены с левой частью основного несущего полого каркаса через переключающий элемент, а конец правой части основного несущего полого каркаса снабжен задним соплом; переключающий элемент может управлять поступлением потока воздуха высокого давления из камеры давления через левую часть основного несущего полого каркаса в правую часть основного несущего полого каркаса и далее истечением этого потока из заднего сопла для обеспечения движения летательного аппарата вперед, или же управлять поступлением потока воздуха высокого давления из камеры давления через левую часть основного несущего полого каркаса в нижний сопловой аппарат и далее истечением этого потока из группы сопел нижнего соплового аппарата, поверхность нижнего соплового аппарата, которая снабжена группой нижних сопел, может поворачиваться вперед, назад, влево и вправо для обеспечения выброса потока воздуха из группы нижних сопел во всех направлениях, в результате чего может осуществляться подъем/спуск летательного аппарата, его замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо.

4. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления по п.3, отличающийся тем, что несколько небольших сопел (как правило, шестнадцать сопел, размещенных в четыре линейки, или же может использоваться другое количество в зависимости от конкретного применения), составляющих группу нижних сопел, размещены в поверхности нижнего соплового аппарата для увеличения поверхности истечения воздушного потока в нижней части летательного аппарата, в этом случае может быть существенно уменьшена сила, действующая на земную поверхность в результате истечения воздушного потока из нижней части летательного аппарата, и дополнительно резко увеличивается площадь опорной поверхности для подъема летательного аппарата, в результате чего летательным аппаратом становится легче управлять и его движение на этапах взлета/посадки становится более устойчивым.

5. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления по п.2, отличающийся тем, что камера давления снабжена передним правым соплом, передним левым соплом, задним правым соплом и задним левым соплом, каждое из которых снабжено устройством управления и клапаном переключения воздушного потока, причем устройство управления используется для поворота сопла вперед, вниз и назад на 180° и для небольших поворотов влево и вправо, реактивная тяга, создаваемая воздушным потоком, истекающим из заднего сопла, может толкать летательный аппарат вперед, в то время как реактивная тяга, создаваемая воздушными потоками, истекающими из остальных четырех сопел, может обеспечивать подъем/спуск летательного аппарата, его замедление, зависание в воздухе или медленное перемещение вперед, назад, влево или вправо.

6. Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления по п.5, отличающийся тем, что клапан переключения воздушного потока состоит из отсечного клапана и управляющего вентиля, причем золотник отсечного клапана представляет собой клиновидный элемент, поэтому при такой конструкции предотвращается возможность заклинивания золотника из-за разницы в коэффициентах теплового расширения золотника клапана и стенки прохода и перекрытия им впускного прохода для воздуха высокого давления, поскольку золотник клапана осуществляет отсечку в передней части впускного прохода для воздуха высокого давления, и площадь золотника на треть больше площади указанного впускного прохода, то давление воздуха высокого давления в камере давления не действует непосредственно на золотник управляемого вентиля, в результате чего предотвращается возможность непроизвольного истечения воздуха высокого давления, которое может быть вызвано повреждением резьбы управляемого вентиля, возникающего по той причине, что золотник вентиля всегда установлен в положение высокого давления; золотник управляемого вентиля представляет собой усеченный конусовидный элемент, который прикреплен к средней части штока управляемого вентиля, причем корпус управляемого вентиля снабжен соответствующей уплотняющей поверхностью, с которой взаимодействуют передняя и задняя части штока управляемого вентиля, шток управляемого вентиля снабжен уплотняющей резьбой; когда сопла должны закрываться, то сначала приводной электродвигатель, соединенный со штоком управляемого вентиля, начинает перемещать вперед этот шток, в результате чего впускной проход для воздуха высокого давления закрывается и воздух высокого давления уже не будет через сопла истекать из камеры давления; золотник управляемого вентиля представляет собой усеченный конус, снабженный на переднем конце цилиндрической частью с уплотняющей резьбой, которая прикрепляется к штоку управляемого вентиля и может быть соединена с помощью резьбового соединения с впускным проходом таким образом, что золотник управляемого вентиля может надежно перекрывать впускной проход, гайка штока отсечного клапана и шток управляемого вентиля перемещаются с помощью приводного электродвигателя для обеспечения управления и регулирования истекающего воздушного потока.

РИСУНКИ