способ работы сверхзвуковой комбинированной воздушно- реактивной силовой установки

Формула изобретения

1. Способ работы сверхзвуковой комбинированной воздушно-реактивной силовой установки путем динамического сжатия воздуха во входном устройстве, дожатия его вентилятором, приводимым во вращение двигателем, снабженным впускным коллектором, подачи сжатого воздуха в форсажную камеру, его турбулизации с подводом к нему тепла и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле, причем часть сжатого воздуха подают во впускной коллектор приводного двигателя, отличающийся тем, что в качестве приводного двигателя используют поршневой двухтактный двигатель, а на режиме сверхзвуковой скорости полета уменьшают мощность, подводимую к вентилятору, при этом поддерживают степень повышения давления вентилятором, близкую к единице.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на режиме дозвуковой скорости полета прекращают подвод тепла в форсажной камере к сжатому воздуху.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве турбулизатора сжатого воздуха используют вентилятор, а режим турбулизации изменяют путем регулирования скорости его вращения.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве турбулизатора сжатого воздуха используют спрямляющий аппарат вентилятора, а режим турбулизации изменяют путем регулирования угла атаки лопаток спрямляющего аппарата.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что мощность, подводимую к вентилятору, уменьшают путем дросселирования впускного коллектора двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области машиностроения, в частности двигателестроения, а именно к способам работы авиационных силовых установок сверхзвуковых летательных аппаратов.

Известен способ работы сверхзвуковой воздушно-реактивной силовой установки путем динамического сжатия воздуха во входном устройстве, подачи сжатого воздуха в форсажную камеру сгорания, его турбулизации с подводом к нему тепла и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле (1).

Недостатками известного способа работы прямоточного двигателя являются малый его КПД на дозвуковых скоростях полета, недостаточная динамика изменения скорости полета и значительные гидравлические потери из-за большой протяженности двигателя.

Известен способ работы сверхзвуковой воздушно-реактивной силовой установки, состоящей из турбореактивного двигателя, путем динамического сжатия воздуха во входном устройстве, дожатия всего воздуха компрессором, приводимым во вращение двигателем, подачи сжатого воздуха в камеру сгорания с подводом к нему тепла и расширении продуктов сгорания в приводном двигателе и реактивном сопле (2).

Недостатками известного способа работы являются низкий КПД силовой установки при М<1 и при М>3, а также недостаточная динамика при необходимости резкого изменения скорости полета.

Известен способ работы сверхзвуковой комбинированной воздушно-реактивной силовой установки, состоящей из турбореактивного двухконтурного и прямоточного двигателей, путем динамического сжатия воздуха во входном устройстве, дожатия его вентилятором, приводимым во вращение двигателем, подачи сжатого воздуха в форсажную камеру, его турбулизации с подводом к нему тепла и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле, причем часть сжатого воздуха подают во впускной коллектор приводного двигателя (3).

Недостатками прототипа являются невысокий КПД установки на дозвуковых скоростях полета из-за низкой экономичности турбогенератора, а также низкая динамика транспортного средства как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета.

Технической задачей является повышение экономичности как силовой установки, так и летательного аппарата, а также улучшение динамики транспортного средства и повышение за счет этого надежности летательного аппарата и безопасности полета.

Поставленная задача решается тем, что в качестве приводного двигателя используют поршневой двухтактный двигатель, а на режиме сверхзвуковой скорости полета уменьшают мощность, подводимую к вентилятору, при этом поддерживают степень повышения давления вентилятором, близкую к единице.

Поставленная задача решается также тем, что в качестве турбулизатора сжатого воздуха могут использовать вентилятор, а режим турбулизации изменять путем регулирования скорости его вращения. Поставленная задача решается также тем, что в качестве турбулизатора сжатого воздуха могут использовать спрямляющий аппарат вентилятора, а режим турбулизации изменять путем регулирования угла атаки лопаток спрямляющего аппарата.

Поставленная задача решается также тем, что мощность, подводимую к вентилятору, могут уменьшать путем дросселирования впускного коллектора двигателя.

Поставленная задача решается также тем, что на режиме дозвуковой скорости полета прекращают подвод тепла в форсажной камере к сжатому воздуху.

На чертеже представлена схема силовой установки, в которой реализован описываемый способ.

Силовая установка содержит входное устройство 1, выполненное в виде сверхзвукового воздухозаборника, вентилятор 2, который может быть выполнен многоступенчатым, лопатки 3 спрямляющего аппарата вентилятора 2, поршневой двухтактный двигатель 4, с валом которого соединен вентилятор 2, впускной коллектор 5 двигателя с дроссельной заслонкой 6, форсажную камеру 7 со средствами 8 подачи топлива и реактивное сопло 9.

Описываемый способ реализуется в силовой установке следующим образом. Во время полета сжимают воздушный заряд во входном устройстве 1, дожимают его вентилятором 2, приводимым во вращение поршневым двигателем 4, во впускной коллектор 5 которого подают часть сжатого воздуха для организации термодинамического процесса двигателя. Большую часть сжатого и турбулизированного вентилятором 2 воздуха подают в форсажную камеру 7 и на режимах взлета и преодоления звукового барьера скорости полета подводят к нему тепло, например, путем впрыска и сжигания в нем топлива, после чего продукты сгорания расширяют в реактивном сопле 9 и создают реактивную тягу.

На режиме взлета и полета на дозвуковой скорости на валу поршневого двигателя 4 реализуется его номинальная мощность для создания максимальной степени повышения давления вентилятором 2.

С увеличением скорости полета увеличивается степень повышения давления во входном устройстве 1 и для поддержания оптимального значения степени повышения давления в установке, а также ограничения температуры газов в форсажной камере 7 мощность поршневого двигателя 4 снижают, например, путем уменьшения дроссельной заслонкой 6 подаваемого во впускной коллектор 5 сжатого воздуха, переводя таким образом работу силовой установки из режима мотокомпрессорного в режим прямоточного. При этом, в отличие от режима авторотации, известного из прототипа, поддержание вентилятором 2 степени повышения давления, равной единице, не создает сопротивления движению сжатого во входном устройстве воздуха при незначительных затратах мощности двигателя на привод вентилятора 2. Следует при этом отметить, что использование газовой турбины в качестве приводного двигателя не позволит обеспечить приемлемую экономичность силовой установки при реализации данного способа из-за малой ширины диапазона устойчивой и экономичной ее работы. Кроме того, использование хорошей приемистости поршневого двигателя в широком диапазоне его работы позволяет значительно улучшить динамику прямоточного двигателя за счет возможности резкого увеличения степени повышения давления вентилятором 2. При этом повышение давления на входе в форсажную камеру 7 при резком изменении полетного режима предотвращает появление помпажа, возникающего в этом случае в прямоточном двигателе.

Лучшая экономичность поршневого двигателя позволяет также получить уникальную экономичность летательного аппарата на дозвуковой скорости полета путем перевода силовой установки в режим вентиляторного двигателя со сверхвысокой степенью двухконтурности при отключении подачи топлива в форсажной камере 7. Такой режим необходим, например, при барражировании специальных средств или при использовании силовой установки на коммерческих летательных аппаратах.

Возможность использования вентилятора 2, а также лопаток 3 спрямляющего аппарата в качестве турбулизатора воздушного заряда позволяет значительно сократить длину форсажной камеры 7 при обеспечении полноты сгорания заряда в ней.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет обеспечить максимальную экономичность летательного аппарата на всех полетных режимах от взлета до гиперзвуковой скорости, а также повысить надежность и безопасность полета как за счет значительного улучшения динамики летательного аппарата, так и за счет простоты конструкции поршневого двигателя.

Источники информации:

1. Н. В. Иноземцев. Авиационные газотурбинные двигатели, Гос. изд-во оборонной промышленности, 1949 г.

2. Н. В. Иноземцев, Авиационные газотурбинные двигатели, Гос. изд-во оборонной промышленности, 1949 г.

3. P.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М., Машиностроение, 1977, с.141.