WO2009154508A1

WO2009154508A1 - Газожидкостный реактивный двигатель

Info

Publication number: WO2009154508A1
Application number: PCT/RU2009/000200
Authority: WO
Inventors: Геннадий Степанович НИКОЛАЕВ; Владимир Николаевич КУЛАКОВ
Original assignee: Nikolaev Gennadiy Stepanovich; Kulakov Vladimir Nikolaevich
Priority date: 2007-01-12
Filing date: 2009-04-27
Publication date: 2009-12-23
Also published as: RU2343301C2; RU2007100373A

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. 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 смещения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура. 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.

Description

Газожидкостный реактивный двигатель

(i) Область использования

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.

(ii) Предшествующий уровень техники

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 C₁₁ 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, TP ДП).

Аналогом газожидкостного реактивного двигателя (ГЖРД) служит турбореактивный двигатель с прямоточным контуром (TP ДП), который отличается тем, что в TP ДП 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. а в ГЖРД динамическая составляющая тяги

— (\¥_ь - V) из-за потери количества движения в спутной струе может иметь и g 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 смешением газов, например, патент RU 2150593, 2000, F02K1/36, 5с. 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 сверзвуковых 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.

(iii) Раскрытие изобретения

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 смещения, 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 расширяющимся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора. (iv) Примеры реализации изобретения

Конструктивная схема газожидкостного реактивного двигателя, как идеального двигателя, с общим расходом воздуха G₁ + G₂ = 2кг I сек. при степени двухконтурности w = l в стартовых условиях представлена на фиг.1. G₁ - расход воздуха через внутренний контур. G₂ - расход воздуха через наружный контур. G₂ = mG_x 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 из требований и условий компоновки силовой установки на самолете, максимальный диаметр смесительной камеры газожидкостного реактивного двигателя определятся из площади S_k поперечного сечения камеры

S_k = S_u + S_2] 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.

_ RT_n mRT_2X

S_n = и 6₂₁ = - простые уравнения расходов применяемые в

"_{X X}W₃ "гv^ъ газодинамических расчетах и они же уравнения состояния для движущихся со

P W S скоростью W₃ газов, так как P_{1 1}PF₃₁S_n = ^r₁₁ — - — — — = RT_2i , в которых m

WS I = — = v - есть удельный объем.

G γ

T_n- статическая температура внутреннего газа перед началом передач энергии наружному газу, при скорости W₃

T_2] - статическая температура наружного газа перед началом получения энергии от внутреннего газа, при скости W₃

T_n T₃-T₃ = - известное и

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

А = тепловой эквивалент работы.

427 C_p - теплоемкость газа при постоянном давлении.

T₃ - статическая температура полносмешанного газа

* T + mT ' *

T₃ = — - полная температура смешанного газа, где T_x и T₂ полные

\ + m температуры газа внутреннего и наружного контуров соответственно.

общеизвестные и общедоступные выражения термодинамики и газовой динамики.

P₁ и P₂ - полное давление газа внутреннего и наружного контуров соответственно.

P₁₁ и P₂₁ - статическое давление газа соответственно внутреннего и наружного контуров при скорости W_ъ и температуре T_n 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 ≠ сопst P ≠ сопst . Поэтому в камере смешения предусмотрен цилиндрический участок, обеспечивающий v=const, т.к. W - Sесτь объем.

Передача энергии в виде работы возможна только при изменении удельного объема v при какой-то постоянной статической температуре газа 7J₂ и T₂₂ конца изохорного процесса внутреннего и наружного контуров соответственно, т.е. при

Г_j2 = сопst T₂₂ = сопst v ≠ сопst P ≠ сопst

Передача энергии с изменением удельного объема смешиваемых газов может происходить и после выравнивания давления в конце изотермических процессов с температурой T_n и T₂₂ конца изохорных процессов при выравненном постоянном статическом давлении P₃ с выравниванием статических температур

Г₁₂ и Г₂₂ , то есть при P₃ = сопst v ≠ сопst T ≠ сопst .Но тогда камера смешения с проходным сечением конца изотермического процесса имела бы конструктивно неприемлемую длину. Поскольку на тягу двигателя влияет только статическое давление и скорость истечения смешанного газа адиабатный участок выполнен продолжением сужающегося канала до критического сечения.

По статической температуре T₃ , соответствующей скорости^ , на основе

_ {\ + m)RT_ъ уравнения расхода P₃ = — - и с использованием газодинамической функции ж(/lз ) определяется полное давление P₃ смешанного газа с выравненными скоростями W₃ и выравненными статическими давлениями P₃, но не выравненными статическими температурами газов T_n и T₂₂ внутреннего и

наружного контуров соответственно. По полному давлению P₃ смешанного газа определяется площадь критического сечения S^ камеры смешения для 1 кг газа:

1.600 Jr₃

** = ^" р AK)

qуλщ, J — газодинамическая функция при A₁₄, = 1 . Оптимальные углы наклона образующих переходного и адиабатного с изотермическим участков должны определяться в процессе отработки двигателя.

Claims

Формула изобретения

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 смещения, 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.