устройство шестеренко эжекторного разгона газа для летательного аппарата

Формула изобретения

1. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата, включающее по меньшей мере два сопла, которые герметично связаны между собой, и по меньшей мере одну вакуумируемую полость, отличающееся тем, что оно снабжено диском, который соединен с осью вращения, и по меньшей мере одной герметичной связкой первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска.

2. Устройство эжекторного разгона газа по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере у одной герметичной связки первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска, последнее сопло сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел наибольшего расхода газа.

3. Устройство эжекторного разгона газа по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере у одной герметичной связки первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска, последнее сопло сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел среднего расхода газа, которая установлена на том же диске через плечо, а последнее сопло герметичной связки сопел среднего расхода газа сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел наибольшего расхода газа.

4. Устройство эжекторного разгона газа по пп.1, или 2, или 3, отличающееся тем, что не менее чем одна герметичная связка сопел между соплами имеет не менее чем одну резонансную полость, в которую введено не менее чем два сопла с направленностью выходящего из них газодинамического потока в одну область этой резонансной полости.

5. Устройство эжекторного разгона газа по пп.1, или 2, или 3, или 4, отличающееся тем, что в нем установлена не менее чем одна камера сгорания с подачей топлива.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к авиации. Оно может быть применено и в других областях техники, где необходимо разогнать газ.

ПРОТОТИП

Устройство Шестеренко эжекторного разгона газа для летательного аппарата, включающее по меньшей мере два сопла, которые герметично связаны между собой, и по меньшей мере одну вакуумируемую полость. (Н.А.Шестеренко. Заявка РФ №2003 127779, опубл. 27.03.2005 г.) Недостаток прототипа заключается в том, что он требует много энергозатрат.

АНАЛОГ

Насадок Шестернко, состоящий из герметично соединенных между собой сопел, критическое сечение каждого из которых не меньше критического сечения расходоопределяющего сопла, причем первое по ходу движения сопло размещено ближе остальных сопел к оси вращения, причем насадок связан с осью вращения через кронштейн.

Недостатком аналога является отсутствие привязки его к конкретному летательному аппарату.

Целью изобретения является повышение эффективности эжектора. Достигаемый технический результат:

1. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата, включающее по меньшей мере два сопла, которые герметично связаны между собой, и по меньшей мере одну вакуумируемую полость, отличающийся тем, что оно снабжено диском, который соединен с осью вращения, и по меньшей мере одной герметичной связкой первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска.

2. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата по пункту 1, отличающееся тем, что

по меньшей мере у одной герметичной связки первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска, последнее сопло сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел наибольшего расхода газа.

3. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата по пункту 1, отличающееся тем, что

по меньшей мере у одной герметичной связки первого и второго сопел, которые установлены на диске с возможностью вращения диска, последнее сопло сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел среднего расхода газа, который установлен на том же диске через плечо, а последнее сопло герметичной связки сопел среднего расхода газа сообщено эжекторно с первым соплом герметичной связки сопел наибольшего расхода газа.

4. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата по пункту 1, или 2, или 3, отличающееся тем, что

не менее чем одна герметичная связка сопел между соплами имеет не менее чем одну резонансную полость, в которую введено не менее чем два сопла с направленностью выходящих из них газов в одну область этой резонансной полости.

5. Устройство эжекторного разгона газа для летательного аппарата по пункту 1, или 2, или 3, или 4, отличающееся тем, что в устройстве эжекторного разгона газа установлена не менее чем одна камера сгорания с подачей топлива.

Предлагаемое изобретение изображено на фиг.1-4.

На фиг.1 изображен вариант, когда устройство эжекторного разгона газа установлено в корпусе 1 летательного аппарата.

На корпусе 1 установлен воздуховод 2, ведущий к компрессору 3, который через трубопровод 4 сообщен с ресивером 5, на котором установлено сопло Лаваля 6. Сопло 7 и сопло Лаваля 6 образуют эжектор. Сопло 7 имеет входное сечение 8 и выходное сечение 9, которое введено коаксиально в сопло Лаваля 10, которое имеет критическое сечение 11 и выходное сечение 12.

Между соплом 7 и соплом Лаваля 10 имеется с одной стороны заглушка, в результате чего образована эжекторно вакуумируемая полость 13. Сопло Лаваля 10 коаксиально введено в сопло Лаваля 14. Между соплом Лаваля 10 и соплом Лаваля 14 имеется с одной стороны заглушка, в результате чего образована эжекторно вакуумируемая полость 17, которая сообщена трубопроводом с емкостью-рессивером 19 для топлива, подача топлива из которой регламентирована устройством перекрытия 20. Участок между выходным сечением 2 и критическим сечением является по сути дела камерой сгорания. Система воспламенения топлива на фиг.1 не показана. Сопло Лаваля 14 и сопло 21 образуют эжектор. Сопло 21 имеет входное сечение 22 и выходное сечение 23. Лабиринтное уплотнение 24 соединяет сопло 21 со связкой герметично соединенных между собой сопел. На диске 25, который жестко связан с осью вращения 26, установлена связка герметично соединенных между собой первых сопел 27, последних сверхзвуковых сопел 28 и промежуточных сопел Лаваля 29а, 29б, 29в и т.д., число которых зависит от физических параметров газа, выходящего из выходного сечения 23. Сопла 27 имеют критические сечения 30. На диске 25 установлен конус 31. К стыку 35 лабиринтное уплотнение 32 соединяет вращающееся сверхзвуковое сопло 28 с кольцевыми секциями сопел 33, которые имеют выходные сечения 3 и кромку стыка 35, к которой состыкован газовод 36, имеющий входное сечение 37. Выходные сечения 34 входят в кольцевые секции сверхзвуковых сопел 38, у которых имеются критические сечения 39, поворотные сверхзвуковые части 40 и выходные сечения 41.

Между соплом 33 и серхзвуковым соплом 38 имеется эжекторно вакуумируемая полость 42, которая через трубопровод 43 сообщена с герметичной емкостью для вакуума (на фиг.1 не показано). Герметичное соединение 44 состыковывает сопла 33 с газоводом 36. К сверхзвуковым соплам 38 герметично пристыкованы сопла Лаваля 45, которые имеют критические сечения 46 и выходные сечения 47, которые герметично введены в верхнюю часть 48 резонансной полости, к которой приварен кронштейн с опорными подшипниками, в которых установлена ось вращения 26. При помощи стыковочного узла 50 в верхней части 48 резонансной полости установлена нижняя часть 51 резонансной полости, к которой пристыковано сопло Лаваля 52, которое имеет критическое сечение 53 и которое снабжено коллектором 54 впрыска топлива, к которому подведена трубка 55 системы подачи топлива (на фиг. не показано). На фиг.2 ось вращения 26 снабжена приводом 56 с электродвигателем 57 (может быть другой двигатель). На плечах 58, которые установлены на диске 25, установлены герметичные связки из первых сопел 59, последних сверхзвуковых сопел 60 и промежуточных сопел 61а 61б 61в и так далее, число которых определяется физическими параметрами входящего в первые сопла 59 газа.

Между соплами имеются вакуумируемые полости 62а, 626, 62в и т.д. На оси 26 установлены лопатки 63 (или компрессора, или вентилятора, или того и другого). На фиг.1, 2, и 3 изображены ось симметрии по оси вращения O1, по соплам 27 и 29а О2, по соплам 59 и 61а О3. На фиг.3 даны углы «А» и «Б» относительно оси симметрии О1 к оси симметрии О2 и относительно оси симметрии О1 к оси симметрии О2 соответственно. На фиг.4 изображен план оси вращения 26 и связанных с нею герметичных связок сопел 27, 28, 29а и 59, 60, 61а. На оси вращения изображен план лопаток 63.

Предлагаемое изобретение работает следующим образом.

Сначала рассмотрим вариант, изображенный на фиг.1. Компрессором 3 подается воздух в сопло Лаваля 6, где разгоняется до сверхзвуковых скоростей. За счет эжекции через входное сечение 8 и сопло 7 идет подсос дополнительного воздуха. Из сечения 9 смешанный газ поступает в сопло 10. За счет эжекции в полости 13 создается разрежение, которое со скоростью звука волнами разрежения воздействует на критическое сечение 9, вызывая тем самым увеличение перепада давления в сопле 7. Скорость газа в критическом сечении 9 увеличивается, что усиливает эффект эжекции и разрежение в полости 13. Взаимное увеличение скорости в критическом сечении 9 и разрежения в полости 13 прекратится тогда, когда в критическом сечении установятся критическая скорость и критический расход газов. Дальнейшее увеличение разрежения в полости 13 приведет к перерасширению потока газа за критическим сечением 9, получению сверхзвукового потока. Так как критические сечения 11 и 15 больше критического сечения 9, то запирания потока не происходит. Сопла Лаваля спрофилированы так, что сверхзвуковой поток перед критическими сечениями 11 и 15 слегка притормаживается, не переходя на дозвуковую скорость, а за ними опять разгоняется. Через полость 17, трубопровод 18 и систему подачи топлива 19 при открытии устройства перекрытия 20 и форсунки (на фиг. не показано), которыми снабжена полость 17, в пространство между выходным сечением 12 и критическим сечением 15 впрыскивается топливо и организуется его горение (т.е. это пространство является камерой сгорания). Из сопла 14 поток газа попадает в сопло 21 и за счет эжекции подсасывается через выходное сечение 22 дополнительный воздух. Перед выходным сечением 23 газ и воздух смешиваются и поступают в сечение 30, предварительно повернув по конусу 31. Критическое сечение 30 в герметичной связке сопел 27, 29а и 28 является расходоопределяющим. В этой герметичной вязке сопел происходит аналогичное герметичной связке сопел 7, 10 и 14. Поток газа из сверхзвукового сопла 28 идет эжекторно в сопло 34 под углом, обеспечивающим вращение диска 25. Возможен вариант, когда в герметичную связку сопел 27, 29а и 28 попадает топливо, тогда эта связка вместе с диском 25 превращаются в двигатель. Дополнительный поток газа, идущий в сопло 33, за счет эжекции засасывается через входное сечение 37 и воздуховод 36.

В герметичной связке сопел 33 38 и 45 наибольший расход газа, и он разгоняется до сверхзвуковой скорости аналогично предыдущим герметичным связкам сопел. Из сопел 45 газ поступает в резонансную полость 48, где стакивается в центральной области этой полости, а из нее выходит через сопло 52.

Возможен вариант, когда перед критическим сечением 53 подводится через коллектор 54 и трубку 55 топливо и смесь газов дожигается (т.е. пространство между коллектором 54 и критическим сечением 53 является камерой сгорания).

На фиг.2, 3 и 4 изображен вариант, когда герметичная связка сопел 59, 61а, 61б и 60, в которых происходит разгон дополнительного газа, эжекторно засасываемого через сопло 59, аналогична ранее рассмотренным случаям лишь с тем отличием, что ось 26 приводится во вращение при помощи привода 56 и двигателя 57. Через герметичную связку сопел 59, 61а, 61б и 60 проходит средний расход газа, который помогает увеличить реактивную силу, вращающую диск 25, и наибольший расход через связку сопел 33, 38 и 45.

Через трубку 43 вакуумируется емкость (на фиг. не показано), которая регулирует уровень (или высоту) всплывания летательного и другого аппарата в воздушном (или водном) океане.

Сопла 28 и 60 установлены под таким углом, чтобы вращался диск 25, а поток газа, выходящий из них, создавал эффект эжекции в сопле 33. Причем от числа сопел 28 и 60 и угла их установки зависит эффект создания в кольцевых сегментах сопел 33 и 38 подобия смерча с его «сверхестественной» силой затаскивания новых порций газодинамического потока в свою воронку.

Из книги O.K.Кудрина «Пульсирующее реактивное сопло с присоединением дополнительной массы» (труды МАИ. 1958 г.), а также открытия СССР №413 «Явления аномально высокого прироста тяги в газовом эжекторном процессе с пульсирующей активной струей», 1951 г., известно, что при эжектировании атмосферного воздуха пульсирующей струей был экспериментально получен прирост реактивной силы до 140% к исходной тяге, т.е. тяга увеличилась в 2,4 раза.

Число сопел 28 и 60 и скорость вращения диска определяют число заходов в винтообразной подаче потоков, которые в сопле (или соплах) 33 идут один за другим, создавая каждым предыдущим заходом волну разрежения, в которую под действия давления окружающей среды поступает дополнительный поток газа, а каждым следующим заходом его запечатывает и продавливает в сопло (или сопла) 33 в сторону критического сечения 34, что усиливает аномальный прирост тяги в этом сечении. Возможен вариант, когда сопло 33 выполнено кольцевым, а разделение на сегменты происходит в соплах 38.

Сопло 52 может служить для следующего каскада подобного эжекторного устройства для подачи активной струи, как сопло 6.

Технический эффект заключается в том, что за счет центробежных сил усиливается перепад давления в каждом сопле и во всей герметичной связке, которая жестко связана с осью вращения, чем снижаются энергозатраты на рабочем режиме.

Технический эффект заключается в том, что за счет столкновения газодинамических потоков в резонансной камере резко повышаются давление и температура, усиливая этим крекинг газа, и введение молекул газов в резонанс благодаря геометрии камеры. В результате всего перечисленного потенциальная энергия потока газа увеличивается за счет сложения колебаний молекул, находящихся в резонансе, что значительно увеличивает тягу устройства эжекторного разгона потока.

Технический эффект заключается в том, что за счет винтообразной подачи активных потоков в эжекторе создаются волны разрежения, которые под действием давления окружающей среды обеспечивают поступление дополнительного газового потока при аномальном приросте тяги.

Технический эффект заключается в том, что за счет центробежных сил усиливается перепад давления в каждом сопле и во всей герметичной связке, которая жестко связана с осью вращения, чем снижаются энергозатраты на рабочем режиме.

Технический эффект заключается в том, что за счет столкновения газовых потоков в резонансной камере резко повышаются давление и температура, усиливая этим крекинг газа, и введение молекул газов в резонанс благодаря геометрии камеры. В результате всего перечисленного потенциальная энергия газодинамического потока увеличивается за счет сложения колебаний молекул, находящихся в резонансе, что значительно увеличивает тягу устройства эжекторного разгона потока газов.

Технический эффект заключается в том, что за счет подачи активного газового потока, направленного на дополнительную массу газового потока винтообразно не менее чем с одним заходом или в виде их сегментов, происходит в эжекторе создание волн разрежения, которые способствуют приросту тяги.