RU2433292C1

RU2433292C1 - Авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель

Info

Publication number: RU2433292C1
Application number: RU2010116950/06A
Authority: RU
Inventors: Евгений Петрович Голубков (RU); Евгений Петрович Голубков
Original assignee: Евгений Петрович Голубков
Priority date: 2010-04-29
Filing date: 2010-04-29
Publication date: 2011-11-10

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реактивным двигателям без газовых турбин, в которых отдельный мотор поршневого типа приводит в действие вентилятор. Авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель характеризуется наличием корпуса-обтекателя и установленного в нем бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия, агрегатированного турбинами пульсирующего потока выхлопных газов с узлом отбора мощности. На валу бесшатунного двигателя в сторону, противоположную набегающему потоку, установлен компрессор низкого давления, редуктор и вентилятор. На противоположном конце вала установлен нагнетатель воздуха в цилиндры бесшатунного двигателя с соответствующим трубопроводом турбокомпрессора, всасывающего воздух из атмосферы и перегоняющего его через радиатор охлаждения в нагнетатель воздуха. Турбины пульсирующего потока выхлопных газов связаны соответствующими трубопроводами с объемом, заключенным между двойными стенками сопла выхлопных газов, в котором размещены лопатки колеса турбины турбокомпрессора. В корпусе-обтекателе установлена спрямляющая воздушный поток решетка с опорой на корпус компрессора низкого давления и корпус-обтекатель. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств определенного назначения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реактивным двигателям без газовых турбин, в которых отдельный мотор поршневого типа приводит в действие вентилятор.

Известен воздушно-реактивный дизельный двигатель по патенту RU №2266419 за 2004 г., МПК F02K 5/02. Известная конструкция, со слов заявителя, имеет более высокий КПД и увеличенную реактивную тягу.

Рассчитаем тягу, которую может обеспечить выхлоп дизельного двигателя, и составим представление о рациональности использования выхлопа для создания реактивной тяги.

Предположим, хотя это совершенно невероятно для роторного двигателя, что его мощность составляет 1500 л.с. (мощность самого совершенного отечественного авиационного дизеля А4-30Б), удельный расход топлива - 0,145 кг/л.с.·час (удельный расход того же А4-30Б), скорость выхлопа из реактивного сопла - 3000 м/с (max скорость истечения продуктов сгорания водородно-кислородных ЖРД).

С огромным запасом в пользу роторного двигателя принимаем эти допущения.

Воспользуемся книгой Н.В.Иноземцев. «Курс тепловых двигателей». «Оборонгиз», 1952, стр.408.

Тяга, определяемая выбросом продуктов сгорания из сопла, может быть определена по формуле R_выхл=m·V/g [кг], где

m - секундный расход массы газа (кг/сек),

V - скорость истечения газа (м/сек),

g - ускорение свободного падения, 9,8 (м/сек²),

m - 0,145·1500/3600=0,0605 (кг/сек),

V=3000 (м/сек)

R_выхл=0,605·3·10³/9,8=182/9,8=18,5 кг.

Для сравнения определим полную тягу, которую создает двигатель мощностью при работе на винт.

R_дв=75·n_дв·η_в/V (кг), где

n_дв - мощность двигателя (л.с.),

η_в - КПД винта (безразмерная величина),

V - скорость полета (м/сек).

Стандартные винты изменяемого шага обычно имеют η_в≈0,75; тягу имеет смысл определять при скорости летательного аппарата порядка 10 м/сек (взлет).

R_дв=75·1500·0,75/10=8500 кг.

Доля тяги выхлопа по отношению к тяге двигателя составляет

R_выхл/R_дв=18,5/8500=2,2·10^-3.

Таким реактивным выхлопом можно пренебречь, что обычно и делается в широко применяемых ДВС, у которых, как правило, отсутствуют реактивные устройства для использования тяги выхлопных газов.

Таким образом, известный двигатель с вентилятором превращается в стандартный ДВС с обычным воздушным винтом, тем более не оговорена специальная геометрия, присущая вентилятору.

Авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель заявителю из уровня техники неизвестен, и при этом решалась задача расширения арсенала технических средств определенного назначения.

Решение этой задачи обеспечивается тем, что авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель характеризуется наличием корпуса-обтекателя и установленного в нем бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия, агрегатированного турбинами пульсирующего потока выхлопных газов с узлом отбора мощности, при этом на валу бесшатунного двигателя в сторону, противоположную набегающему потоку, установлен компрессор низкого давления, редуктор и вентилятор, а на противоположном конце вала установлен нагнетатель воздуха в цилиндры бесшатунного двигателя с соответствующим трубопроводом, турбокомпрессора, всасывающего воздух из атмосферы и перегоняющего его через радиатор охлаждения в нагнетатель воздуха, а турбины пульсирующего потока выхлопных газов связаны соответствующими трубопроводами с объемом, заключенным между двойными стенками сопла выхлопных газов, в котором размещены лопатки колеса турбины турбокомпрессора, причем в корпусе-обтекателе установлена спрямляющая воздушный поток решетка с опорой на корпус компрессора низкого давления и корпус-обтекатель.

Эффективно, если спрямляющая воздушный поток решетка выполнена в виде радиально установленных относительно продольной оси корпуса-обтекателя пластин.

Целесообразно, если надпоршневой и подпоршневой объемы цилиндра бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия связаны трубопроводами с турбинами пульсирующего потока выхлопных газов, при этом валы турбин пульсирующего потока выхлопных газов связаны с валом бесшатунного двигателя через узел отбора мощности и промежуточные валы.

Допустимо, если редуктор выполнен планетарным.

Надежно, если трубопровод, перегоняющий воздух от турбокомпрессора, отделен от трубопровода, перегоняющего выхлопной газ к выхлопному соплу, поворотной заслонкой.

Совокупность отличительных признаков заявленного технического решения заявителю неизвестна, что является доказательством новизны предложения, а каждый из признаков заявленной совокупности со всей очевидностью не следует из уровня техники, что является доказательством изобретательского уровня в предложении.

При этом автор подчеркивает наличие причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков изобретения и достигнутым результатом, имеющим технический характер.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлено исполнение авиационного бесшатунно-вентиляторного двигателя. На фиг.2 представлено исполнение бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия, агрегатированного турбинами пульсирующего потока выхлопных газов. На фиг.3 представлено выполнение спрямляющей воздушный поток решетки (вид по стрелке А).

Устройство содержит корпус-обтекатель 1, вентилятор 2, редуктор 3, компрессор 4 низкого давления, трубопровод 5 подачи воздуха к цилиндрам бесшатунного двигателя внутреннего сгорания, турбины 6 пульсирующего потока выхлопных газов бесшатунного двигателя внутреннего сгорания, нагнетатель 7 воздуха с приводом отвала 8 бесшатунного двигателя, трубопровод 9 подачи атмосферного воздуха через радиатор 10 охлаждения его, от турбокомпрессора 11 с компрессорным колесом 12, колесом турбины 13 и входом 14 атмосферного воздуха, трубопровод 15 подачи выхлопных газов к объему 16 между двойными стенками 17 сопла выхлопных газов, поворотную заслонку 18 между трубопроводами 9, 15 подачи атмосферного воздуха и выхлопных газов, корпус 19 компрессора низкого давления, спрямляющую воздушный поток решетку 20 с пластинами 21, сопло 22 воздушного контура. Бесшатунный двигатель содержит (см. фиг.2) цилиндр 23, поршень 24, шток 25, клапан 26, узел отбора мощности 27 с промежуточным валом 28, ползун 29, перемещающийся в направляющих 30. Стрелками на чертежах показано направление движения потоков, а стрелка с буквой А - вид на спрямляющую решетку.

Предлагаемое изобретение авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель - силовая установка с повышенными экономичностью и уровнем экологической чистоты.

Идея, лежащая в основе конструкции предлагаемого двигателя, состоит в использовании авиационного бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия по патентам того же заявителя №№2205278, 2186995 для привода вентилятора и компрессора низкого давления. В цилиндрах двойного действия сгорание топливной смеси происходит как в надпоршневом, так и подпоршневом пространстве, в связи с чем в двигателе реализуется примерно двойная мощность, находящаяся в пределах 3200 л.с. - 24500 л.с. (в зависимости от модификации). Так, опытный образец бесшатунного двигателя М-127К при мощности 10000 л.с. имеет размеры миделевого сечения 1,55 метра × 1,44 метра, длину 3,6 метра, а удельный вес 0,345 кг/л.с. и не уступает соответствующим параметрам турбореактивных двигателей.

Предлагаемый авиационный двигатель работает следующим образом.

Запуск двигателя осуществляется сжатым воздухом. Когда воздух начинает поступать в цилиндры 23 бесшатунного двигателя, поршни 24 начинают двигаться (направление перемещения в конкретном цилиндре показано стрелкой), в этот момент в цилиндры подается топливо и с помощью системы зажигания (на фиг.2 не показана) поджигается. Бесшатунный двигатель начинает работать. Клапаны 26, управляемые золотниковым распределительным механизмом по патенту №2186995, открываются для впуска топливной смеси и выпуска выхлопных газов. При этом выхлопные газы из цилиндров поступают на турбины 6 пульсирующего потока по трубопроводам от клапанов 26 (см. фиг.2). Вал 8 бесшатунного двигателя вращается. Ползун 29 перемещается в направляющих 30 вместе со штоками 25, турбины 6 пульсирующего потока выхлопных газов отдают свою мощность через узел отбора мощности 27 и промежуточный вал 28 валу 8 бесшатунного двигателя, а прошедшие через турбины 6 газы отводятся по трубопроводу 15 подачи выхлопных газов на турбину 13 турбокомпрессора 11, раскручивая ее, и попадают через объем 16 между двойными стенками 17 сопла выхлопных газов в атмосферу. Это создает некоторую тягу, но, как указывалось выше, она настолько мала, что в работе предлагаемого двигателя не учитывается.

Турбина 13 турбокомпрессора раскручивает компрессорное колесо 12 турбокомпрессора 11, которое подает засасываемый из атмосферы через вход 14 воздух к охлаждающему радиатору 10 и далее к цилиндрам 23 бесшатунного двигателя по трубопроводу 5. В снабжении воздухом цилиндров принимает участие также нагнетатель 7 воздуха с приводом от вала 8 бесшатунного двигателя. Вал 8 бесшатунного двигателя раскручивает колеса компрессора 4 низкого давления, который создает воздушный поток вдоль стенок бесшатунного двигателя (последние могут быть закрыты обтекателями (не показаны)) с целью уменьшения потерь.

Воздушный поток, создаваемый компрессором давления 4 низкого давления, выходит из сопла 22 и создает тягу. От вала 8 бесшатунного двигателя через редуктор 3 (может быть планетарного типа) вращение передается на вентилятор 2, который отбрасывает воздух в промежуток между стенкой корпуса-обтекателя 1 и корпусом бесшатунного двигателя. Поток выходит в сопло 22, создавая тягу. Таким образом, в предлагаемом авиационном бесшатунно-вентиляторном двигателе бесшатунный двигатель внутреннего сгорания приводит во вращение компрессор низкого давления, который формирует поток воздуха, создающий тягу.

За вентилятором 2 воздушный поток является очень турбулентным. Чтобы снизить нежелательную турбулентность между корпусом-обтекателем 1 и корпусом-компрессором 19 низкого давления, укрепляется спрямляющая решетка 20, выполненная в виде радиально установленных относительно продольной оси корпуса-обтекателя пластин 21 (см. фиг.3).

Для того чтобы контролировать температуру лопаток колеса турбины 13 турбокомпрессора 11, трубопровод 15, перегоняющий выхлопные газы к выхлопному соплу, отделен от трубопровода 9, перегоняющего воздух от турбокомпрессора 11, поворотной заслонкой 18. При открытом положении заслонки атмосферный воздух, нагнетаемый компрессорным колесом 12, имеет возможность попадать в объем 16 сопла выхлопных газов, а значит, на лопатки колеса турбины 13 турбокомпрессора 11, и охлаждать их.

Если с помощью конструктивных особенностей вентилятора удастся перевести всю мощность, развиваемую бесшатунным двигателем М-127К (10000 л.с.), в реактивный поток воздуха соответствующих массы и скорости, то можно рассчитывать на получение тяги на взлете порядка 30 т. Предлагаемый двигатель имеет смысл сравнивать с турбовентиляторным двигателем, широко используемым в настоящее время в гражданской авиации. По сравнению с указанным двигателем предлагаемый обладает:

1) на 25% большей экономичностью,

2) в 1,3÷3,5 раза, в пересчете на единицу массы двигателя, меньшим выбросом в атмосферу продуктов сгорания,

3) примерно в таком же соотношении (в 1,3÷3,5 раза) меньшим шумом.

Поскольку интенсивность высокотемпературного потока у предлагаемого двигателя значительно меньше (судя по коэффициенту топливной пропускной способности) высокотемпературного реактивного потока турбовентиляторного двигателя, шумовые эффекты проявляются в меньшей степени. Именно высокотемпературный поток является основным источником шума.

Изложенные сведения о заявленном изобретении, охарактеризованном в независимом пункте формулы, свидетельствуют о возможности его осуществления с помощью описанных в заявке и известных средств и методов. Следовательно, заявленные устройства соответствуют условию промышленной применимости действующего патентного законодательства.

Claims

1. Авиационный бесшатунно-вентиляторный двигатель, характеризующийся наличием корпуса-обтекателя и установленного в нем бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия, агрегатированного турбинами пульсирующего потока выхлопных газов с узлом отбора мощности, при этом на валу бесшатунного двигателя в сторону, противоположную набегающему потоку, установлен компрессор низкого давления, редуктор и вентилятор, а на противоположном конце вала установлен нагнетатель воздуха в цилиндры бесшатунного двигателя с соответствующим трубопроводом турбокомпрессора, всасывающего воздух из атмосферы и перегоняющего его через радиатор охлаждения в нагнетатель воздуха, а турбины пульсирующего потока выхлопных газов связаны соответствующими трубопроводами с объемом, заключенным между двойными стенками сопла выхлопных газов, в котором размещены лопатки колеса турбины турбокомпрессора, причем в корпусе-обтекателе установлена спрямляющая воздушный поток решетка с опорой на корпус компрессора низкого давления и корпус-обтекатель.

2. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что спрямляющая воздушный поток решетка выполнена в виде радиально установленных относительно продольной оси корпуса-обтекателя пластин.

3. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что надпоршневой и подпоршневой объемы цилиндра бесшатунного двигателя внутреннего сгорания двойного действия связаны трубопроводами с турбинами пульсирующего потока выхлопных газов, при этом валы турбин пульсирующего потока выхлопных газов связаны с валом бесшатунного двигателя через узел отбора мощности и промежуточные валы.

4. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что редуктор выполнен планетарным.

5. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что трубопровод, перегоняющий воздух от турбокомпрессора, отделен от трубопровода, перегоняющего выхлопной газ к выхлопному соплу, поворотной заслонкой.