RU2343301C2

RU2343301C2 - Газожидкостный реактивный двигатель

Info

Publication number: RU2343301C2
Application number: RU2007100373/06A
Authority: RU
Inventors: Геннадий Степанович Николаев (RU); Геннадий Степанович Николаев; Владимир Николаевич Кулаков (RU); Владимир Николаевич Кулаков
Original assignee: Геннадий Степанович Николаев; Владимир Николаевич Кулаков
Priority date: 2007-01-12
Filing date: 2007-01-12
Publication date: 2009-01-10
Also published as: RU2007100373A; WO2009154508A1

Abstract

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при разработке силовой установки самолета и других летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Газожидкостный реактивный двигатель содержит входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, согласно изобретению наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров, смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора. Изобретение обеспечивает уменьшение удельного расхода топлива путем принципиального изменения конструктивной схемы двигателя. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при разработке силовых установок самолетов и других летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями.

Важнейшей характеристикой всех воздушно-реактивных двигателей является экономичность двигателя, выражаемая удельным расходом топлива в кг на 1 кг тяги в единицу времени.

Основным недостатком всех воздушно-реактивных двигателей является большой удельный расход топлива С_R и возрастание его от скорости полета.

Из множества конструктивных схем воздушно-реактивных двигателей к данной разработке наиболее близко подходят двухконтурные турбореактивные (турбовентиляторные) двигатели со смешением газов (ДТРД) и турбореактивные двигатели с прямоточным контуром (турбопрямоточные, ТРДП).

Аналогом газожидкостного реактивного двигателя (ГЖРД) служит турбореактивный двигатель с прямоточным контуром (ТРДП), который отличается тем, что в ТРДП перед выходом из общего сопла отсутствует преобразование сверхзвукового потока газа в дозвуковой, что обусловлено необходимостью, чтобы на всех режимах работы двигателя скорость W₅ истечения газов из сопла была больше скорости полета V, a в ГЖРД динамическая составляющая тяги

из-за потери количества движения в спутной струе может иметь и отрицательную величину при большом преобладании статической составляющей тяги от использования энергии торможения сверхзвукового потока газа для преобразования ее на повышение статического давления газа на сужающемся участке камеры смешения и в расширяющемся дозвуковом сопле.

Прототипом газожидкостного реактивного двигателя (ГЖРД) является двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД) со смещением газов (патент RU 2150593, 2000, F02K 1/36, 5 с), который отличается тем, что в ДТРД смешение газов происходит на дозвуковых режимах течения с использованием, как и во всех классических двигателях, силы реакции от ускорения газового потока, то есть от отталкивания массы дозвукового потока газа с падением статического давления в сужающемся сопле, а в ГЖРД смешение газов производится на сверхзвуковых режимах течения и в камере смешения, отслеживающей предписания первого закона термодинамики с использованием энергии от торможения сверхзвукового потока смешанного газа, и с возрастанием статического давления как на сужающемся участке камеры, так и в расширяющемся дозвуковом сопле.

Недостатком известных решений является большой удельный расход топлива и возрастание его от скорости полета.

Технической задачей данной разработки является устранение этого недостатка путем совмещения наружного контура двигателя с наружным контуром мотогондолы самолета и создания силовой установки самолета принципиально нового типа.

Поставленная задача решается следующим образом: газожидкостный реактивный двигатель содержит входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, согласно изобретению наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора.

Конструктивная схема газожидкостного реактивного двигателя как идеального двигателя с общим расходом воздуха G₁+G₂=2 кг/сек при степени двухконтурности m=1 в стартовых условиях представлена на чертеже.

G₁ - расход воздуха через внутренний контур.

G₂ - расход воздуха через наружный контур. G₂=mG_1.

Газожидкостный реактивный двигатель состоит из входного устройства 1 с кольцевым воздухозаборником наружного контура 2, внутреннего контура 3 в виде газотурбинного двигателя, камеры смешения с переходным участком 4, изохорическим участком выравнивания скоростей 5, изотермическим участком выравнивания статических давлений 6, адиабатным участком 7, из устройства преобразования сверхзвукового потока газа в дозвуковой 8 и выхлопного сопла 9.

Атмосферный воздух, служащий газообразным компонентом топлива, выполняющий роль окислителя и рабочего тела, при работе двигателя поступает через кольцевой воздухозаборник дозвуковым потоком во входное устройство 1. Во входном устройстве поток воздуха разделяется на поток, поступающий в наружный контур 2, и поток, поступающий в газотурбинный двигатель внутреннего контура 3. Под действием конструктивно заложенного перепада давлений между атмосферным, как полным давлением воздуха во входном устройстве и статическим давлением на выходе из сверхзвукового сопла внутреннего контура 3 поток газа наружного контура 2 ускоряется по законам газодинамики до геометрически заложенного сверхзвукового режима течения на входе в камеру смешения и после смешения по предписаниям уравнений полного входного импульса и первого закона термодинамики сверхзвуковой поток смешанного газа с полным давлением, превышающим необходимое для критического перепада давлений по отношению к окружающему атмосферному, входит в адиабатный участок торможения 7 и переходит в устройство преобразования сверхзвукового потока в дозвуковой 8 и далее истекает дозвуковым потоком из расширяющегося выхлопного сопла 9, выполняющего роль диффузора.

В отличие от камер смешения всех известных конструктивных схем воздушно-реактивных двигателей, в которых камеры смешения конструируются произвольным подстраиванием под диаметр выходного сечения наружного контура, исходя ив требований и условий компоновки силовой установки на самолете, максимальный диаметр смесительной камеры газожидкостного реактивного двигателя определяется из площади S_k поперечного сечения камеры S_k=S₁₁+S₂₁, где S₁₁ - площадь поперечного сечения струи газов внутреннего контура при скорости W₃ смешенного газа, определяемой из уравнения полного входного импульса для цилиндрической камеры, S₂₁ - площадь поперечного сечения струи газов наружного контура при этой же скорости W₃.

- простые уравнения расходов, применяемые в нединамических расчетах, и они же уравнения состояния для движущихся со скоростью W₃ газов, так как

в которых

- есть удельный объем.

Т₁₁ - статическая температура внутреннего газа перед началом передач энергии наружному газу при скорости W_3.

T₂₁ - статическая температура наружного газа перед началом получения энергии от внутреннего газа при скорости W₃

- известное и общедоступное уравнение газовой динамики, связывающее полную температуру газа со статической температурой и его скоростью течения.

- тепловой эквивалент работы.

С_р - теплоемкость газа при постоянном давлении.

Т₃ - статическая температура полносмешанного газа.

- полная температура смешанного газа, где

и

- полные температуры газа внутреннего и наружного контуров соответственно.

- также общеизвестные и общедоступные выражения термодинамики и газовой динамики.

и

- полное давление газа внутреннего и наружного контуров, соответственно. P₁₁ и P₂₁ - статическое давление газа, соответственно, внутреннего и наружного контуров при скорости W₃ и температуре T₁₁ и T₂₁.

По закону термодинамики передаваемая от одного газа к другому энергия складывается из энергии, передаваемой в виде внутренней энергии и энергии, передаваемой в виде работы. Передача внутренней энергии возможна только в изохорном процессе, при v=const T≠const P≠const. Поэтому в камере смешения предусмотрен цилиндрический участок, обеспечивающий v=const, т.к. W·S есть объем. Передача энергии в виде работы возможна только при изменении удельного объема v при какой-то постоянной статической температуре газа T₁₂ и T₂₂ конца изохорного процесса внутреннего и наружного контуров, соответственно, т.е. при T₁₂=const T₂₂=const v≠const P≠const. Передача энергии с изменением удельного объема смешиваемых газов может происходить и после выравнивания давления в конце изотермических процессов с температурой T₁₂ и Т₂₂ конца изохорных процессов при выравненном постоянном статическом давлении Р₃ с выравниванием статических температур T₁₂ и Т₂₂, то есть при P₃=const v≠const T≠const. Ho тогда камера смешения с проходным сечением конца изотермического процесса имела бы конструктивно неприемлемую длину.

Поскольку на тягу двигателя влияют только статическое давление и скорость истечения смешанного газа, адиабатный участок выполнен продолжением сужающегося канала до критического сечения.

По статической температуре Т₃, соответствующей скорости W₃, на основе уравнения расхода

и с использованием газодинамической функции π(λ₃) определяется полное давление

смешанного газа с выровненными скоростями W₃ и выровненными статическими давлениями Р₃, но не выровненными статическими температурами газов Т₁₂ и T₂₂ внутреннего и наружного контуров, соответственно. По полному давлению

смешанного газа определяется площадь критического сечения S_kp камеры смешения

где q(λ_kp) - газодинамическая функция при λ_кр=1.

Оптимальные углы наклона образующих переходного и адиабатного с изотермическим участков должны определятся в процессе отработки двигателя.

Claims

Газожидкостный реактивный двигатель, содержащий входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, отличающийся тем, что наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров, смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора.