комбинированный реактивный двигатель (варианты)

Формула изобретения

1. Комбинированный реактивный двигатель, отличающийся тем, что выполнен в виде одноступенчатого винтовентилятора, расположенного в кольцевом обтекателе, при этом на концах лопастей рабочего колеса винтовентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки рабочего колеса винтовентилятора, и за рабочим колесом на внутренней стороне кольцевого обтекателя расположен спрямляющий лопаточный аппарат, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из сопел ракетных двигателей на близкое к осевому.

2. Комбинированный реактивный двигатель, отличающийся тем, что выполнен в виде двухступенчатого биротативного винтовентилятора, расположенного в кольцевом обтекателе, при этом на концах лопастей первого рабочего колеса винтовентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки первого рабочего колеса винтовентилятора, а на концах лопастей второго рабочего колеса винтовентилятора расположены турбинные лопатки, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать эффективное преобразование энергии набегающего потока из сопел ракетных двигателей первого рабочего колеса в энергию вращения второго рабочего колеса винтовентилятора, и за вторым рабочим колесом на внутренней стороне кольцевого обтекателя при необходимости может быть расположен спрямляющий лопаточный аппарат, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из-за турбинных лопаток второго рабочего колеса на близкое к осевому.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для исследования планет. Двигатель предназначен для использования в качестве маршевого двигателя летательного аппарата для полета в атмосфере, не содержащей свободного окислителя, например в атмосфере планеты Марс.

В настоящее время известны проекты летательных аппаратов самолетной схемы, предназначенных для полета в условиях отсутствия свободного окислителя, например беспилотных летательных аппаратов для исследования атмосферы Марса. Так, известны американский проект беспилотного самолета, а также аналогичные отечественные проекты [1]. В качестве маршевых двигателей таких летательных аппаратов предполагается использовать жидкостные ракетные двигатели, работающие на высококипящих компонентах топлива длительного хранения (например, топливная пара «гидразин + азотная кислота»), в которых продукты сгорания топлива из камеры сгорания непосредственно расширяются в реактивном сопле, создавая реактивную тягу. Существенным недостатком таких двигателей является крайне высокий расход топлива, что имеет особое значение в связи с высокой стоимостью доставки топлива к месту эксплуатации летательного аппарата - Марсу или другим космическим объектам, обладающим атмосферами.

Известен один из типов газотурбинных двигателей, теоретически способный работать при отсутствии в атмосфере свободного окислителя. Это - так называемый ракетно-турбинный двигатель, содержащий компрессор (или вентилятор), камеру сгорания ракетного топлива, турбину, смесительную камеру и реактивное сопло [2]. В таком ракетно-турбинном двигателе классической схемы продукты сгорания ракетного топлива из камеры сгорания поступают в турбину. Турбина непосредственно (через общий вал) или через редуктор приводит в действие компрессор (или вентилятор). Затем продукты сгорания и сжатый в компрессоре (или вентиляторе) воздух смешиваются в смесительной камере, где также может осуществляться дожигание продуктов сгорания в воздухе, а затем смесь газов истекает через реактивное сопло, создавая реактивную тягу двигателя. Несмотря на то, что ракетно-турбинный двигатель классической схемы значительно превосходит по экономичности ракетный двигатель, он имеет ряд недостатков, затрудняющих его использование в качестве маршевого двигателя летательного аппарата для полета в атмосфере, не содержащей свободного окислителя. Так, отсутствие окислителя в атмосферном газе исключает возможность дожигания продуктов сгорания ракетного топлива перед реактивным соплом. Кроме того, большинство атмосфер планет на высотах, на которых предполагается эксплуатация летательных аппаратов, достаточно разреженны, что требует значительного увеличения площади входного сечения и диаметра компрессора (вентилятора) по сравнению с условиями эксплуатации в земной атмосфере. Это приводит к заведомо неоптимальному соотношению диаметров и окружных скоростей рабочих колес компрессора и турбины, расположенных на общем валу, что также снижает КПД этих узлов и экономичность двигателя в целом, либо к необходимости установки редуктора между компрессором и турбиной. В последнем случае это приводит к значительному возрастанию массы двигателя и летательного аппарата в целом (и соответственно, возрастанию стоимости доставки летательного аппарата с Земли к месту эксплуатации), а также к проблемам обеспечения надежности редуктора в жестких условиях эксплуатации. Таким образом, являясь в целом более экономичным, чем ракетные двигатели, известный ракетно-турбинный двигатель не является оптимальным для использования на летательных аппаратах для полета в атмосфере планет, не содержащей свободного окислителя.

Целью изобретения является обеспечение достаточно высокой экономичности газотурбинного двигателя в атмосфере, не содержащей свободного окислителя

Указанная цель достигается тем, что двигатель выполнен в виде одноступенчатого вентилятора (винтовентилятора), расположенного в кольцевом обтекателе. При этом на концах лопастей рабочего колеса винтовентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки рабочего колеса винтовентилятора. За рабочим колесом на внутренней стороне кольцевого обтекателя расположен спрямляющий лопаточный аппарат, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из сопел ракетных двигателей на близкое к осевому.

Двигатель также может быть выполнен в виде двухступенчатого биротативного вентилятора (винтовентилятора), расположенного в кольцевом обтекателе. При этом на концах лопастей первого рабочего колеса витновентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки первого рабочего колеса винтовентилятора. На концах лопастей второго рабочего колеса винтовентилятора расположены турбинные лопатки, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать эффективное преобразование энергии набегающего потока из сопел ракетных двигателей первого рабочего колеса в энергию вращения второго рабочего колеса винтовентилятора. За вторым рабочим колесом на внутренней стороне кольцевого обтекателя при необходимости может быть расположен спрямляющий лопаточный аппарат, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из-за турбинных лопаток второго рабочего колеса на близкое к осевому.

На фиг.1 приведена схема двигателя для полета в атмосфере, не содержащей свободного окислителя, с одноступенчатым винтовентилятором, на фиг.2 - с двухступенчатым биротативным винтовентилятором.

Двигатель с одноступенчатым винтовентилятором (фиг.1) состоит из рабочего колеса 1 винтовентилятора, расположенного в кольцевом обтекателе 2. На концах лопастей 3 рабочего колеса 1 расположены ракетные двигатели 4, при этом сопла ракетных двигателей расположены под углом к фронту решетки лопастей рабочего колеса. За рабочим колесом 1 на внутренней стороне кольцевого обтекателя 2 расположен спрямляющий лопаточный аппарат 5, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из сопел ракетных двигателей на близкое к осевому.

Двигатель с одноступенчатым винтовентилятором работает следующим образом. В ракетные двигатели 4 через лопасти 3 подается (например, центробежными насосами, расположенными во втулке рабочего колеса 1) ракетное топливо. Продукты сгорания топлива истекают из сопел ракетных двигателей 4, в результате чего ракетные двигатели 4 развивают реактивную тягу. За счет окружной составляющей тяги обеспечивается вращение рабочего колеса 1. Далее продукты сгорания топлива поступают в спрямляющий лопаточный аппарат 5, где их направление изменяется на близкое к осевому. Тяга двигателя складывается из тяги винтовентилятора, развиваемой за счет передачи энергии атмосферному газу в рабочем колесе 1, и тяги, развиваемой за счет истечения продуктов сгорания ракетного топлива из спрямляющего лопаточного аппарата 5.

Двигатель с двухступенчатым биротативным винтовентилятором (фиг.2) состоит из рабочих колес 1 и 6 винтовентилятора, расположенных в кольцевом обтекателе 2. На концах лопастей 3 первого рабочего колеса 1 расположены ракетные двигатели 4, при этом сопла ракетных двигателей расположены под углом к фронту решетки лопастей рабочего колеса. За первым рабочим колесом 1 расположено второе рабочее колесо 6, на концах лопастей 7 которого расположены турбинные лопатки 8, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать эффективное преобразование энергии набегающего потока из сопел ракетных двигателей 4 первого рабочего колеса 1 в энергию вращения второго рабочего колеса 6. Если турбинные лопатки 8 выполнены так, что направление потока продуктов сгорания за ними значительно отличается от осевого, за рабочим колесом 6 на внутренней стороне кольцевого обтекателя 2 может быть расположен спрямляющий лопаточный аппарат 5, лопатки которого выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из сопел ракетных двигателей на близкое к осевому.

Двигатель с двухступенчатым биротативным винтовентилятором работает следующим образом. В ракетные двигатели 4 через лопасти 3 подается (например, центробежными насосами, расположенными во втулке рабочего колеса 1) ракетное топливо. Продукты сгорания топлива истекают из сопел ракетных двигателей 4, в результате чего ракетные двигатели 4 развивают реактивную тягу. За счет окружной составляющей тяги обеспечивается вращение рабочего колеса 1. Далее продукты сгорания топлива поступают на турбинные лопатки 8 на концах лопастей 7, обеспечивая вращение рабочего колеса 6. Затем продукты сгорания топлива поступают в спрямляющий лопаточный аппарат 5, где их направление изменяется на близкое к осевому. Тяга двигателя складывается из тяги винтовентилятора, развиваемой за счет последовательной передачи энергии атмосферному газу в рабочих колесах 1 и 6, и тяги, развиваемой за счет истечения продуктов сгорания ракетного топлива из спрямляющего лопаточного аппарата 5.

Конструкция двигателя с двухступенчатым биротативным винтовентилятором является более сложной, чем с одноступенчатым винтовентилятором, но обеспечивает более эффективное использование энергии ракетного топлива за счет большей степени повышения давления атмосферного газа в винтовентиляторе и меньших потерь на поворот потока продуктов сгорания в спрямляющем лопаточном аппарате.

Таким образом, для работы двигателя не требуется окислитель, содержащийся в атмосферном газе (например, кислород воздуха), и его эксплуатация возможна в атмосфере, не содержащей свободный окислитель, например в атмосфере Марса. Выбор конструктивных параметров двигателя определяется конкретными условиями эксплуатации.

Использование данного двигателя в качестве маршевого двигателя летательного аппарата, предназначенного для полета в атмосфере, не содержащей свободного окислителя, позволяет значительно уменьшить необходимый расход топлива при равной величине тяги. Это позволяет, в свою очередь, либо увеличить длительность полета летательного аппарата, либо за счет уменьшения массы топлива увеличить полезную нагрузку (и соответственно, результативность проекта); либо за счет уменьшения массы топлива, доставляемого с Земли к месту эксплуатации летательного аппарата, значительно снизить стоимость проекта.

Источники информации

1. Аэрокосмическое обозрение, №04.2005, стр.346-348.

2. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. М.: Воениздат, 1982 г., стр.233-234.