RU2516985C1 - Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2516985C1 RU2516985C1 RU2013106569/06A RU2013106569A RU2516985C1 RU 2516985 C1 RU2516985 C1 RU 2516985C1 RU 2013106569/06 A RU2013106569/06 A RU 2013106569/06A RU 2013106569 A RU2013106569 A RU 2013106569A RU 2516985 C1 RU2516985 C1 RU 2516985C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure turbine
- pressure
- combustion chamber
- barrel
- blading
- Prior art date
Links
Landscapes
- Lasers (AREA)
Abstract
Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области энергетики, а именно к авиадвигателестроению.
Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле [Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.1, 2. М.: «Машиностроение» 1978].
Недостатком рассмотренного способа работы авиационного двигателя является то, что в нем не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения.
Известен способ работы газодинамического лазера, включающий в себя процессы получения высокого давления, подвода энергии в камере сгорания, расширения на неподвижных сверхзвуковых соплах, генерации когерентного излучения через оптический резонатор и процесс выхлопа [Лосев С.А. Газодинамические лазеры. Главная редакция физико-математической литературы. «Наука», М., 1977, 336 с. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http:/Avww.radiodekan.ru/Kurs/Laser/40/.
Недостатком известных газодинамических лазеров является то, что они чрезвычайно энергозатратны (полезно используются 2-3% от 100% подводимой энергии) и имеют высокие весогабаритные показатели, что ведет к снижению эффективности их в целом.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства его осуществляющего является классический способ работы авиационного ГТД (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983 г., 217 с.), включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле.
Недостатком известного способа работы авиационного двигателя и устройства для его реализации является то, что в нем также не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения, ведущая к снижению качества эффективности способа работы, а также и к сужению области применения его с одновременным снижением функциональных возможностей устройства его осуществляющего.
Решаемой технической задачей изобретения является создание качественно нового способа работы авиационного газотурбинного двигателя с одновременным расширением функциональных возможностей устройства его реализующего.
Техническая задача достигается тем, что в способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения рабочего тела на турбинах и реактивном сопле, - процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения.
Техническая задача достигается тем, что в устройстве, осуществляющем изложенный способ, включающем компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, введена пара бочкообразных резонаторов (внутренний и наружный) с полупрозразным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания, причем рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, далее по потоку газа установлены обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания.
Для пояснения технической сущности рассмотрим фиг.1, где показан определяющий фрагмент авиационного двигателя, интегрированного с газодинамическим лазером.
Здесь: сопловой аппарат турбины высокого давления - 1, рабочее колесо турбины высокого давления - 2, бочкообразный резонатор - 3 (состоит из двух концентрических систем, внутренней - 4 и наружной - 5). В наружной части
резонатора находится полупрозрачный сегмент (не показано). Система также включает прицельное зеркало 6, абтюратор - 7, турбину активного облопачивания - 8, реактивное сопло - 9.
Работа системы. Рабочее тело турбореактивного двигателя поступает после камеры сгорания (не показана) на сопловые лопатки каскада высокого давления - 1, далее на рабочее колесо каскада высокого давления - 2. Последние спроектированы на реактивность порядка ρ=0,9-1,0 и выполнены в виде последовательностей сопел Лаваля. Минимальное сечение рабочих лопаток находится в районе входной кромки. Выход потока из рабочего колеса существенно сверхзвуковой. Наличие в продуктах сгорания (прежде всего) углекислого газа CO2 дает возможность (в условиях сверхзвукового потока) созданию инверсии населенности. Запас энергии в потоке газа сосредоточен в молекулах азота, а взаимодействуют с электромагнитным полем молекулы CO2. За время движения газа между резонаторами 4 и 5 энергия от N2 переходит к молекулам CO2, а те в свою очередь отдают ее электромагнитному полю. В силу относительно большего времени жизни верхнего энергетического уровня молекул CO2 и малого времени прохождения газа через сопло населенность этого уровня сохраняется на значительных (до 1 м) расстояниях от сопла. Время жизни нижнего энергетического уровня значительно меньше и его населенность быстро падает и, практически, исчезает уже на расстоянии 3 см от сопла. Это приводит к тому, что инверсия населенности возникает уже на расстоянии 1 см от сопла и сохраняется по направлению потока газа на протяженности до 1 м (в зависимости от скорости истечения). См. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http://vvww.radiodekan.ru/KursA.aser/40/.
Сгенерированный в бочкообразном резонаторе 3 (между наружным резонатором - 5 и внутренним - 4) луч поступает через полупрозрачный сегмент наружного бочкообразного резонатора - 5 на прицельное зеркало - 6 и далее на очаг поражения. Само рабочее тело после резонатора и абтюратора - 7 последовательно поступает на биротативное колесо активного облопачивания - 8 и реактивное сопло 9. Абтюратор - 7 при продольном перемещении с перекрышей зеркал служит для включения и выключения способности генерирования излучения в процессе работы двигателя.
Циркуляционная мощность на каскаде высокого давления современного авиационного двигателя достигает 20 МВт. При коэффициенте избытка воздуха α=2, содержание в продуктах сгорания CO2 составит порядка ~ 7,5%. В этих условиях можно принять кпд ГДЛ будет равен 1% от энергии всей смеси. Тогда мощность излучения составит 20000 кВт*0,01=200 кВт. Многие практические задачи применения боевого лазерного оружия вполне достижимы при мощности 25-50 кВт.
В варианте исполнения сопловой аппарат - 1 может отсутствовать. В последнем случае турбина высокого давления будет работать с реактивностью, равной единице (ρ=1,0).
Для технико-экономической оценки укажем, что по сравнению с известными аналогами создание нового «Способа работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства для его осуществления» благодаря интегрированной системе авиационного двигателя с газодинамическим лазером дает возможность получить новое качество для авиадвигателей нового поколения, которое позволит, при необходимости, практически без падения тяги (мощности) силовой установки летательного аппарата моментально приобрести дополнительную возможность, свойственную газодинамическому лазеру, а именно одновременно расширить функциональные возможности устройства.
Не исключается использование системы на вертолетах и на танках, имеющих привод от газотурбинных двигателей (http://wvvw.3dnevvs.ru/news/boevoi 100 kvt lazer northrop grumman pochti portativni i/). Здесь преодолен 100 кВт барьер, который традиционно считался принципиальным рубежом для достижения "оружейного" уровня мощности высокоэнергетических лазеров.
Claims (2)
1. Способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле отличающийся тем, что процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения.
2. Устройство, осуществляющее способ, включающее компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, отличающееся тем, что введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания, причем рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013106569/06A RU2516985C1 (ru) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013106569/06A RU2516985C1 (ru) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2516985C1 true RU2516985C1 (ru) | 2014-05-27 |
Family
ID=50779333
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013106569/06A RU2516985C1 (ru) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2516985C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2587509C1 (ru) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
| RU2702921C1 (ru) * | 2018-10-09 | 2019-10-14 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2456759A1 (de) * | 1974-11-30 | 1976-08-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur anregung eines gasdynamischen co tief 2-hochleistungslasers |
| GB1492680A (en) * | 1974-10-17 | 1977-11-23 | Avco Everett Res Lab Inc | Process of preparing a lasable gaseous mixture |
| US4713823A (en) * | 1985-09-27 | 1987-12-15 | Northrop Corporation | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser |
| US5384802A (en) * | 1992-10-20 | 1995-01-24 | Lockheed Corporation | Laser apparatus |
| RU2170998C1 (ru) * | 1999-10-26 | 2001-07-20 | Рассадкин Юрий Павлович | Способ создания инверсной населенности в газодинамическом co2-лазере при низкой температуре и устройство для его осуществления |
| RU2302604C1 (ru) * | 2006-01-10 | 2007-07-10 | Николай Борисович Болотин | Способ предотвращения вторжения из космоса |
-
2013
- 2013-02-14 RU RU2013106569/06A patent/RU2516985C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1492680A (en) * | 1974-10-17 | 1977-11-23 | Avco Everett Res Lab Inc | Process of preparing a lasable gaseous mixture |
| DE2456759A1 (de) * | 1974-11-30 | 1976-08-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur anregung eines gasdynamischen co tief 2-hochleistungslasers |
| US4713823A (en) * | 1985-09-27 | 1987-12-15 | Northrop Corporation | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser |
| US5384802A (en) * | 1992-10-20 | 1995-01-24 | Lockheed Corporation | Laser apparatus |
| RU2170998C1 (ru) * | 1999-10-26 | 2001-07-20 | Рассадкин Юрий Павлович | Способ создания инверсной населенности в газодинамическом co2-лазере при низкой температуре и устройство для его осуществления |
| RU2302604C1 (ru) * | 2006-01-10 | 2007-07-10 | Николай Борисович Болотин | Способ предотвращения вторжения из космоса |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2587509C1 (ru) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
| RU2702921C1 (ru) * | 2018-10-09 | 2019-10-14 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления |
| WO2020076187A1 (ru) * | 2018-10-09 | 2020-04-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Газодинамический лазер, интегрированный в газотурбинный двигатель |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7096674B2 (en) | High thrust gas turbine engine with improved core system | |
| JP5985613B2 (ja) | デトネーションチャンバを備えるターボ機関と、ターボ機関を装備した飛行車両 | |
| RU2402688C2 (ru) | Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели | |
| Schwer et al. | Pressure characteristics of an aerospike nozzle in a rotating detonation engine | |
| US10544737B2 (en) | Method and system for mitigation of cavity resonance | |
| JP2007182873A (ja) | スラスト増強装置及びその方法ならびに排気ノズル | |
| US20180231256A1 (en) | Rotating Detonation Combustor | |
| RU2516985C1 (ru) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления | |
| EP1637712A2 (en) | Gas turbine engine having improved core system | |
| US20190120139A1 (en) | Combustion equipment | |
| US20060053801A1 (en) | Cooling system for gas turbine engine having improved core system | |
| KR20190122918A (ko) | 이중 전방 경사각을 가진 필름 냉각 홀 구조 | |
| US10641490B2 (en) | Combustor for use in a turbine engine | |
| CA2988555C (en) | Engine aft section structure | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| US20180179950A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
| RU2587509C1 (ru) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления | |
| Osipov et al. | Study of performance of the aircraft gas turbine engine integrated with a gas dynamic laser | |
| JP7434858B2 (ja) | 保炎装置及びエンジン | |
| Perel’shtein et al. | Integration of a High-Pressure Gas Turbine of the Gas Turbine Engine with a Gas-Dynamic Laser | |
| US20120151895A1 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| RU2702921C1 (ru) | Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления | |
| RU2585160C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель эдуарда соловьева | |
| RU186988U9 (ru) | Диффузор центробежного компрессора | |
| RU2236610C2 (ru) | Реактивный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160215 |