RU2007139807A

RU2007139807A - Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления

Info

Publication number: RU2007139807A
Application number: RU2007139807/06A
Authority: RU
Inventors: Винсент ЧАНГ (CN); Винсент ЧАНГ; Стэнли ЧАНГ (CN); Стэнли ЧАНГ
Original assignee: Стэнли ЧАНГ (CN); Стэнли ЧАНГ
Priority date: 2005-04-30
Filing date: 2006-04-19
Publication date: 2009-06-10
Also published as: CA2606525A1; EP1878903A1; JP4870750B2; JP2008540983A; US20080127629A1; EP1878903A4; US7980058B2; CA2606525C; ATE554278T1; WO2006116907A1; CN1693691A; HK1085780A1; RU2386841C2; EP1878903B1; CN100390397C

Abstract

1. Авиационный 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 входной турбиной и большой нагнетательной турбиной большая часть воздуха поступает в основной впускной канал, а меньшая часть воздуха поступает во вспомогательный впускной канал после дополнительного сжатия малой нагнетательной турбиной; 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 обе�

Claims

1. Авиационный 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 входной турбиной и большой нагнетательной турбиной большая часть воздуха поступает в основной впускной канал, а меньшая часть воздуха поступает во вспомогательный впускной канал после дополнительного сжатия малой нагнетательной турбиной; 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 входная турбина, большая нагнетательная турбина и малая нагнетательная турбина, соединенные с передним валом трансмиссии, вращаются с большой скоростью, 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 перемещение вперед, назад, влево или вправо.

2. Авиационный 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 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 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 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 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.