двигатель-движитель летательного аппарата султанова

Формула изобретения

1. Двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий трубчатый корпус с расположенными в нем объемными компрессором и двигателем, соединенными между собой валом, отличающийся тем, что он снабжен соплом и газовым движителем, содержащим камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, имеющего облицованные жаропрочной керамикой внутренние стенки, коническую крышку с центральным отверстием с помещенной в последней воздухозаборной трубой, подключенной к выходу из компрессора и оканчивающейся конусом с выполненными под углом отверстиями, и сферическое днище с соплами.

2. Двигатель-движитель по п.1, отличающийся тем, что корпус движителя выполнен с круглым поперечным сечением.

3. Двигатель-движитель по п.1, отличающийся тем, что корпус движителя выполнен с прямоугольным поперечным сечением.

Описание изобретения к патенту

Современные летательные аппараты делятся на дозвуковой, сверхзвуковой скорости и вертикального взлета-посадки, следовательно, их компоновка резко отличается друг от друга.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий диффузор, камеру сгорания и выходное сопло.

Недостатками являются то, что он не может создать силу тяги при стоянке, так как в камере сгорания отсутствует избыточное давление воздуха от скоростного напора, следовательно, для ПВРД необходим стартовый ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) или жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД).

Применение на пилотируемых летательных аппаратах такой комбинированной силовой установки представляет большие эксплуатационные неудобства, так как они весьма сложны, не эффективны, с низким КПД.

Известен турбореактивный двигатель (ТРД), содержащий диффузор, лопаточный 14-ступенчатый компрессор, камеры сгорания, выполненные трубчато-кольцевого типа с двенадцатью жаровыми трубами, шестиступенчатую лопаточную турбину и реактивное сопло.

Недостатком этого двигателя является сложная конструкция.

Главным показателем ТРД является тяга, зависящая от высокого давления газов и температуры, но на практике этого нельзя достичь, так как камера сгорания находится впереди турбины, поэтому температуру резко ограничивают, чтобы не расплавить лопатки турбины. В результате температуру перед турбиной резко уменьшают до 900-1127^oC. В то же время температура в форсажных камерах - 2327-2427^oC, что резко увеличивает удельный расход топлива, снижает КПД. В предложенном двигателе температура в камере сгорания составит 2327-2427^oC, что резко повысит тягу и КПД.

Известен двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий трубчатый корпус с расположенными в нем объемными компрессором и двигателем, соединенными между собой валом.

Недостатком известного двигателя является малая тяга.

Задачей настоящего изобретения является повышение тяги.

Поставленная задача достигается за счет того, что двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий наружный трубчатый корпус с расположенными в нем объемными роторным компрессором и двигателем, соединенные между собой валом, снабжен соплом и газовым движителем, содержащим корпус, расположенную внутри него камеру сгорания, внутренние стенки которой облицованы жаропрочной керамикой, коническую крышку, выполненную с центральным отверстием, с помещенной в последней воздухо-заборной трубой, подключенной к выходу из компрессора и оканчивающейся конусом с выполненными под углом отверстиями, и сферическое днище с соплами. Корпус движителя выполняется круглого или прямоугольного поперечного сечения.

На фиг. 1 изображен продольный разрез газового двигателя-движителя; на фиг. 2 - сечение А-А фиг. 1; на фиг. 3 - поперечный разрез роторного двигателя, компрессора по патенту РФ N 1807219 "Паровой роторный двигатель Султанова".

Двигатель-движитель (фиг. 1) содержит корпус 1, диффузор 2, сопло 3. Внутри корпуса 1 устанавливаются роторный объемный двигатель 4 (фиг. 3, поперечный разрез, патент РФ N 1832098), объемный роторный компрессор 5, по конструкции идентичный двигателю 4 (поперечный разрез как на фиг. 3) с конусным обтекателем 6. Компрессор 5 и двигатель 4 установлены на общем трубчатом валу 7. К правому торцу двигателя 4 крепится газовый движитель 8 (фиг. 2) с соплами 9.

В одном агрегате роторного двигателя можно получить любую необходимую мощность или необходимую производительность с необходимым давлением при работе как компрессора.

Газовый движитель 8 (фиг. 2 - продольный разрез по А-А фиг. 2) устанавливается с возможностью поворачиваться на угол 180^o, и он перед полетом работает от сжатого воздуха, получаемого от компрессора 5.

Газовый движитель содержит (фиг. 2) корпус 10 круглого или прямоугольного сечения, внутри которого помещается камера сгорания 11, облицованная керамикой, выдерживающей высокую температуру, коническую крышку 12 с коническим обтекателем 13. Корпус 10 закрывается сферическим днищем 14 с соплами 9. Воздухозаборная труба 15 внутри камеры сгорания 11 оканчивается конусом с выполненными под углом отверстиями 16. На сферической крышке 14 крепятся сопла 9 (фиг. 1, 2) пробковыми клапанами (из-за известности они не показаны). Их количество зависит от мощности движителя. На корпусе 10 крепятся топливные форсунки 17 (обозначены стрелками). Движитель устанавливается в корпусе 3 и к нему подводится от компрессора 5 воздухонагнетательная труба 19 (показана стрелкой).

Перед полетом летательного аппарата запускается двигатель 4 (фиг. 1, 2, 3). Вместе с двигателем 4 начинает работать компрессор 5, сидящий на одном трубчатом валу 7, после чего из всасывающего патрубка 18 (в патрубке клапан не устанавливается) поступает атмосферный воздух (вращение кулачка 19 с трубчатым валом 20 показано стрелкой и обозначено буквой - фиг. 3), и сжатый воздух из камеры 21 через выхлопной патрубок 22 (клапан не показан) по трубе 19 (фиг. 2, показана стрелкой), через отверстия 16 воздухозаборной трубы 19 (чтобы не затемнять чертеж заслонки, задвижки не показаны), имея допустимое давление, попадает в камеру сгорания 11 корпуса 10 (облицованной керамикой), закрытую крышкой 12 и днищем 14. В рабочей камере 21 (фиг. 3) установлена заслонка 23.

Впрыснутое из форсунок 17 топливо, воспламеняясь (поджигается известными способами), резко повысит давление, и под таким давлением, через сопла 9, создавая необходимую тягу, газы покидают сопло.

Как только летательный аппарат двинется вперед (фиг. 1), поток воздуха начинает поступать в диффузор 2, обтекая конусный обтекатель 6, двигаясь далее по кольцевому каналу между корпусом 1 и корпусами компрессора 5, двигателя 4, корпуса 8 газового движителя, охлаждает сопло 9 и, смешиваясь с горячими газами, выходящими из сопла 9, истекает из сопла 3, создавая необходимую тягу.

В фюзеляж 1 "Самолета Султанова" легко установить два двигателя-движителя без пусковых стартеров (они не нужны), и летательный аппарат станет абсолютно надежным, а газовые движители будут устанавливаться, как на фигурах патента.

Масса двигателей-движителей не будет превышать массу шасси с колесами самолета ИЛ-76, так как летательный аппарат предназначен для вертикального взлета и посадки.

Поступление сжатого воздуха из компрессора 5 на газовые движители будет регулироваться задвижками-заслонками.