реактивный двигатель

Формула изобретения

РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий корпус, воздухозаборник, компрессор, воздушную турбину для привода компрессора, камеру сгорания и реактивное сопло, причем компрессор, камера сгорания и реактивное сопло установлены внутри корпуса, роторы турбины и компрессора установлены с возможностью вращения относительно корпуса вокруг его продольной оси, а лопатки турбины установлены в кожухе на наружной поверхности ротора, отличающийся тем, что двигатель дополнительно снабжен направляющими аппаратами турбины и компрессора и редуктором для связи роторов турбины и компрессора, причем роторы выполнены кольцевыми, ротор турбины установлен на наружной поверхности корпуса, ротор компрессора установлен на внутренней поверхности корпуса, лопатки компрессора установлены на внутренней поверхности ротора, направляющий аппарат турбины установлен с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной продольной оси корпуса, а направляющий аппарат компрессора закреплен на наружной поверхности статора, установленного по продольной оси корпуса.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к реактивным двигателям и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих реактивных двигателей летательных аппаратов (ЛА).

Известен турбореактивный двигатель (ТРД), который содержит корпус, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, газовую турбину и реактивное сопло, причем компрессор установлен за воздухозаборником с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса, камера сгорания установлена за компрессором, газовая турбина установлена внутри корпуса за камерой сгорания с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса и механически связана с компрессором, а реактивное сопло установлено за турбиной. Недостатком ТРД является его сравнительно невысокие надежность и ресурс вследствие того, что сравнительно высока вероятность выхода из строя рабочих лопаток газовой турбины, работающих при высоких температурах и больших силовых нагрузках.

Известен также реактивный двигатель с воздушным приводом компрессора, который содержит корпус, воздухозаборник, воздушную турбину, компрессор, камеру сгорания и реактивное сопло, причем воздушная турбина установлена внутри корпуса за воздухозаборником с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса, компрессор установлен внутри корпуса за воздушной турбиной с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса, камера сгорания установлена за компрессором, реактивное сопло установлено за камерой сгорания и компрессор соединен с турбиной продольным валом, размещенным по продольной оси корпуса. Недостатком этого двигателя является то, что он может работать только при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета ЛА и не может работать при небольших сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета ЛА.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению следует считать реактивный двигатель с воздушным приводом компрессора, который содержит корпус, воздухозаборник, компрессор, привод компрессора, камеру сгорания и реактивное сопло, причем компрессор установлен внутри корпуса с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса, камера сгорания установлена за компрессором, реактивное сопло установлено за камерой сгорания и компрессор механически связан со своим приводом. Кроме того, в двигателе приводом компрессора является воздушная турбина, которая установлена внутри корпуса за воздухозаборником с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса, а компрессор установлен за воздушной турбиной и соединен с турбиной продольным валом, размещенным по продольной оси корпуса двигателя.

Недостатком прототипа является то, что он может работать только при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета ЛА и не может работать при небольших сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета ЛА. Причиной этого является то, что в прототипе на вход компрессора поступает воздушный поток, прошедший через турбину и отдавший ей часть своей энергии, вследствие чего давление воздуха на входе компрессора существенно снижается по сравнению с давлением воздуха на выходе воздухозаборника. Поэтому чем больше мощность, развиваемая турбиной, тем меньше давление воздуха на ее выходе и тем больше энергии требуется компрессору, чтобы давление воздуха на его выходе имело значение, необходимое для обеспечения нормального функционирования камеры сгорания. В результате этого компрессор, расположенный за турбиной, может обеспечить давление воздуха на входе камеры сгорания, необходимое для работы двигателя, только при тех значениях давления воздуха на выходе воздухозаборника, которые соответствуют энергии воздушного потока на входе двигателя при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета ЛА.

Целью изобретения является обеспечение возможности работы реактивного двигателя с воздушным приводом компрессора при сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что вращение ротора, компрессора обеспечивается аэродинамическим приводом, воздушной турбиной, который получает необходимую для своей работы энергию от воздушного потока, обтекающего наружную поверхность корпуса двигателя. Для этого на наружной поверхности корпуса двигателя устанавливается кольцо аэродинамического привода с возможностью вращения вокруг продольной оси корпуса. На наружной поверхности этого кольца закреплено несколько плоских аэродинамических поверхностей (направляющий аппарат турбины) так, что угол пересечения плоскости каждой из этих поверхностей с продольной осью корпуса двигателя не равен нулю ( 0). Компрессор устанавливается внутри корпуса двигателя непосредственно за воздухозаборником, причем ротор компрессора механически связан с кольцом аэродинамического привода. Камера сгорания установлена за компрессором, а реактивное сопло установлено за камерой сгорания. Для регулирования режима работы аэродинамического привода в зависимости от скорости полета ЛА и требуемого режима работы двигателя на наружной поверхности корпуса перед кольцом аэродинамического привода установлены несколько управляющих аэродинамических поверхностей с возможностью вращения относительно корпуса двигателя, а в корпусе установлен привод поворота управляющих аэродинамических поверхностей.

На фиг.1 показана принципиальная схема устройства предлагаемого реактивного двигателя; на фиг.2 изображен вид по стрелке А на фиг.1; на фиг.3 показано сечение Б-Б на фиг.1.

На чертежах приняты следующие обозначения: 1 плоская аэродинамическая поверхность, 2 кольцо аэродинамического привода, 3 корпус двигателя, 4 подшипники, 5 зубчатый венец, 6 входная шестерня, 7 редуктор, 8 выходная шестерня, 9 зубчатый венец, 10 кольцо ротора компрессора, 11 рабочие лопатки компрессора, 12 воздухозаборник, 13 лопатки направляющего аппарата компрессора, 14 статор компрессора, 15 входные окна камеры сгорания, 16 камера сгорания, 17 форсунки, 18 сопло, 19 управляющая аэродинамическая поверхность, 20 привод управляющих аэродинамических поверхностей, 21 кожух; 22 передняя перемычка, 23 задняя перемычка, I правое крайнее положение управляющей аэродинамической поверхности 19 при ее отклонении на угол , II левое крайнее положение управляющей аэродинамической поверхности 19 при ее отклонении на угол , угол наклона плоскости плоской аэродинамической поверхности 1 к продольной оси корпуса двигателя, Y_п управляющая аэродинамическая сила, создаваемая плоской аэродинамической поверхностью 1, R_п плечо силы Y_п относительно продольной оси корпуса 3 двигателя.

Предложенный реактивный двигатель работает следующим образом. При движении ЛА в атмосфере со скоростью каждая из плоских аэродинамических поверхностей 1, установленная на кольце 2 аэродинамического привода под углом к продольной оси корпуса 3, оказывается под углом атаки _п, и на ней создается аэродинамическая управляющая сила Y_п, перпендикулярная скорости

Y_п= C_уппS_п (1) где C_уп производная коэффициента управляющей силы поверхности 1 по углу атаки; S_п площадь аэродинамической поверхности 1; плотность воздуха на высоте полета ЛА; V модуль вектора .

Каждая из сил Y_п приложена относительно продольной оси корпуса 3 на плече R_п. Поэтому все плоские аэродинамические поверхности 1 создают относительно продольной оси корпуса 3 следующий момент

М_кр Y_п R_п n_п, (2) где n_п количество плоских аэродинамических поверхностей 1 на кольце 2. Под действием этого момента кольцо 2, установленное на корпусе 1 с помощью подшипников 4, вращается относительно корпуса 3. Через зубчатый венец 5 это вращение передается входной шестерне 6 редуктора 7. Через выходную шестерню 8 редуктора 7 и зубчатый венец 9, закрепленный на кольце 10 ротора компрессора, вращение вокруг продольной оси корпуса 3 передается кольцу 10 ротора компрессора. В результате этого вращаются рабочие лопатки 11, установленные на внутренней поверхности кольца 10. Воздух, поступающий через воздухозаборник 12, проходя через рабочие лопатки 11 и лопатки 13 направляющего агрегата, установленные на статоре 14 компрессора, установленного неподвижно по продольной оси корпуса 3, сжимается. Сжатый воздух через входные окна 15 поступает в камеру сгорания 16, куда с помощью форсунок 17 поступает также горючее. Горячие газы, образующиеся в камере сгорания в результате реакции горения, с большой скоростью истекают через сопло 18, создавая реактивную силу тяги.

Для изменения значения крутящего момента, создаваемого плоскими аэродинамическими поверхностями 1, на наружной поверхности корпуса 1 перед кольцом 2 установлены несколько управляющих аэродинамических поверхностей 19, каждая из которых может поворачиваться относительно корпуса 3 вокруг оси, перпендикулярной продольной оси корпуса 3. Все управляющие аэродинамические поверхности 19 поворачиваются на некоторый угол относительно корпуса 3 вокруг своих осей приводом 20. На фиг.3 сплошной линией показано среднее положение одной управляющей аэродинамической поверхности 19, а пунктирными линиями крайние положения I и II этой аэродинамической поверхности. При среднем положении управляющей аэродинамической поверхности 19 скос потока от нее на аэродинамической поверхности 1, оказавшийся в рассматриваемый момент времени за этой поверхностью 19, отсутствует и

_п=

Если поверхность 19 отклонена на угол в положение I (см. фиг.3), то за счет скоса потока угол атаки поверхности 1 _п<, а при отклонении поверхности 19 в положение II на угол за счет скоса потока получим, что _п>. Таким образом, в зависимости от значения угла поворота управляющей аэродинамической поверхности 19 изменяется угол скоса потока на аэродинамической поверхности 1, оказавшейся в рассматриваемый момент времени за этой поверхностью 19, и угол атаки этой аэродинамической поверхности 1. Это приведет к изменению значения Y_п(1) и момента М_кр(2), вследствие чего изменится скорость вращения кольца 10. В результате изменится давление воздуха на входе камеры сгорания, что в сочетании с изменением подачи горючего позволит изменить силу тяги двигателя.

Для лучшего обтекания аэродинамических поверхностей 1 и 19 воздушным потоком на корпусе 3 установлен кожух 21 с помощью передних перемычек 22 и задних перемычек 23.

Таким образом, предлагаемый реактивный двигатель обладает следующими существенными отличиями по сравнению с прототипом. Во-первых, вращение ротора 10 компрессора обеспечивается аэродинамическим приводом, который получает энергию от воздушного потока, обтекающего наружную поверхность двигателя. Во-вторых, на вход компрессора поступает воздушный поток непосредственно с выхода воздухозаборника. В-третьих, управляющие аэродинамические поверхности 19 и привод 20 этих поверхностей позволяют регулировать крутящий момент, создаваемый аэродинамическим приводом, в широких пределах. Эти особенности позволяют обеспечить нормальное функционирование предлагаемого двигателя в широком диапазоне изменения скорости полета ЛА от дозвуковых до больших сверхзвуковых скоростей, благодаря чему и достигается цель изобретения.