способ повышения тяги реактивных двигателей и устройство для его осуществления
Классы МПК:
F02K3/02 в которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания
Автор(ы):
Патентообладатель(и):
Савченко Владимир Александрович
Приоритеты:
Изобретение относится к двигателестроению. Способ повышения тяги реактивных двигателей заключается в том, что в двигателе рабочее тело с давлением выше давления внешней среды делят на минимум два противоположных потока, расширяя прямой поток и преобразуя его энергию в маршевую тягу. Энергию обратного потока преобразуют в маршевую тягу в устройстве для повышения тяги, с изменением его направления в интервале от начального до обратного. При этом делят рабочее тело само и/или минимум один компонент из его составляющих на два противоположных потока. Повышение маршевой тяги осуществляют с помощью минимум одного криволинейного профильного перепускного рабочего канала с профильными рабочими лопатками на его внутренней поверхности. Профильные рабочие лопатки охватывают обратный поток и ориентированы поперек него. Изобретение позволяет повысить маршевую тягу. 2 с. и 3 з. п. ф-лы, 3 ил.
Формула изобретения
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что профильные рабочие лопатки выполнены в виде нарезов, охватывающих обратный поток и поперек него ориентированных.
4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что профильные рабочие лопатки выполнены в виде гофр, охватывающих обратный поток и поперек него ориентированных.
5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что криволинейный профильный перепускной канал выполнен по длине лопаточно-нарезогофрированным в любой последовательности.
Описание изобретения к патенту
Предлагаемое изобретение относится к способам повышения реактивной тяги и к средствам для его осуществления, применимо в гидрореактивных, воздушно-реактивных, ракетных и комбинированных двигателях под и надводных плавсредств и летательных аппаратов, а также для снижения сопротивления внешней среды их движению.
Известно преобразование энергии потока рабочего тела в движение рабочего канала, движение которых совпадает по направлению, патенты: (1) СССР 16030 и (2) РФ 2168058, в которых рабочее тело из-за вязкости тянет канал за собой и одновременно толкает в том же направлении ориентированные поперек его движения профильные рабочие лопатки на внутренней поверхности криволинейного профильного рабочего канала.
Известно повышение маршевой тяги двигателей за счет их двухконтурности, например: (4) ДТРД, Политехнический словарь, стр. 134, «СЭ», Москва, 1977г.
Недостаток всех упомянутых двигателей в том, что мал уровень их маршевой тяги.
Задачей предлагаемого изобретения, т.е. способа и устройства, является повышение маршевой тяги РД без увеличения вредности их воздействия на внешнюю среду.
Выполнение нарезов и гофров не показано, поскольку их профиль подобен лопаточному и работают они одинаково.
При работе обратный поток 10 под давлением из КС-д 6 поступает в канал 11.
При прохождении потока 10 по каналу 11 из-за его кривизны возникшая инерционно-центробежная сила с наименьшего текущего радиуса гонит элементарные струйки на наибольший текущий радиус, фиг.3.
Струйки, входя на лопатку 14, изменяют вектор скорости, передавая при этом импульс каналу 11, одновременно делятся на противоположные потоки и вдоль стенки канала 11 между и под прикрытием лопаток 14 перетекают на наименьший текущий радиус встречь друг другу, фиг.2.
Из-за вязкости и разности скоростей движения с каналом 11 поток 10 тянет канал 11 за собой.
Прохождение потоком 10 поворота 12 канала 11 с истечением через щелевое сопло во внешний контур дает инерционно-центробежную тягу.
Прямая тяга, дополнительная тяга, инерционно-центробежная и эжекторная тяга в сумме дают большую маршевую тягу, чем у базового ДТРД, при том же удельном расходе топлива, что не увеличивает вредность воздействия ДТРД-примера на внешнюю среду.
Вариант 2. ДТРД в хвостовой части самолета.
Канал 11 с лопатками 14 внутри и со входом для потока 10 сжатого воздуха из промежутка между компрессором высокого давления 5 и входом в КС-д 6, с продолжением канала 11 в фюзеляже самолета до выхода в камеру сгорания подъемного двигателя, находящегося под фюзеляжем между центрами тяжести и давления.
Вариант 3. ДТРД в хвостовой части самолета.
Источники информации 1. Патент СССР 16030.
2. Патент РФ 2168058.
3. Патент США 4033120, Дж. Кентфильд.
4. ДТРД, Политехнический словарь, стр.134, «СЭ», Москва, 1977 г.
5. Патент РФ 2141051 Алексея Клименко на ДТРД с противоположным вращением соосных роторов.
6. Патент Франции 1264988.
7. Авторское свидетельства СССР 1676310.
8. Прикладная газовая динамика, Г.Н. Абрамович, Москва, 1976 г.
9. Лопаточные машины для жидкостей и газов, Карл Пфлейдерер, «Машгиз», 1960 г.
10. А. З. Чулков, Экономия светлых нефтепродуктов на транспорте, «Транспорт», Москва, 1985 г.
11. М.С. Вольшанский, Необыкновенная жизнь обыкновенной капли, «Знание», Москва, 1986 г.
12. И.Я. и В.И. Аксеновы, Транспорт и охрана окружающей среды, «Транспорт», Москва, 1986 г.
13. В. П. Казневский, Аэродинамика в природе и технике, «Просвещение», Москва, 1985 г.
14. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П., Теория ракетных двигателей, Москва, 1969 г.
15. Зуев. В. С. и Макарон B.C., Теория прямоточных двигателей, Машиностроение, Москва, 1971 г.
16. В. М. Акимов, В.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей, Машиностроение, Москва, 1987 г.
17. Бондарюк М.М., Ильяшенко С.М., Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей, Машиностроение, Москва, 1971 г.
18. Дмитриев, Кошелев В.А., Космические двигатели будущего, «Знание», Москва, 1982 г.
Толстостенный пустотелый цилиндр на одном конце имеет сопловидное отверстие. Другим закрытым концом цилиндр может подвижно действовать на динамометр. В пустое пространство цилиндра засыпается небольшое количество пороха, и отверстие сопла относительно прочно закрывается мембраной. С помощью электрического воспламеняющего устройства происходит зажигание пороха. Сгорание во внутренней части цилиндра создает постоянно растущее давление газа. До тех пор, пока силы давления еще не достаточно, для того чтобы разрушить замыкающую мембрану, можно замечать небольшое действие силы системы наружу. На динамометр не оказывается никакого действия.
Упрощенная функциональная схема ракетного двигателя
В ракетной технике, измеримую динамометром, движущую силу принято называть тягой Р. Скорость частиц отбрасываемого потока массы называется скоростью реактивной струи с, при этом предполагается, что она одинаковая для всех частиц. При этом условии можно вывести следующую формулу:
Следовательно, тяга ракетного двигателя равна произведению скорости реактивной струи и, в зависимости от единицы времени, отбрасываемой массы dm/dt, которую еще также называют потоком массы. Если для выталкиваемой массы ввести такое понятие, как топливо, и предположить что его потребление в секунду будет постоянно одинаковым, то можно вывести простую формулу тяги:
P=cm, где m – это количество потребленного топлива в секунду.
Уже сейчас, используя формулу можно определить особое значение, которое получает скорость реактивной струи. По техническим причинам, наименьшее потребление топлива неизбежно требует высокой скорости реактивной струи. По-другому выражаясь, чем больше c, тем более экономично используется запас топлива.
Подытоживая на примере, приведенном в этом разделе можно установить следующее: процесс горения внутри камеры сгорания создает движущую силу для всего агрегата. Двигатели, работающие на таком принципе, называются ракетными двигателями, работающими под давлением газа. Важность состоит в том, что нет никакой необходимости в „увеличении“ давления газа только благодаря временному закрыванию камеры сгорания. Постоянный набегающий поток топлива для сгорания, даже при открытом сопло поддерживает в камере сгорания определенное давление газа. Ракетные двигатели, у которых, благодаря особому регулирующему механизму, процесс сгорания топлива и выброс масс осуществляется в определенном ритме, называются ракетными двигателями переменного давления в противоположность к ракетным двигателям постоянного давления. Однако практическое применение, до сих пор, нашли только ракетные двигатели постоянного давления. Благодаря использованию у последних, жидкого топлива, функция привода регулируется особенно легко. В том случае, если процесс сгорания происходит сначала, благодаря специальному воспламеняющему устройству, то он продолжается до тех пор, пока сквозь впрыскные отверстия камеры подается достаточное количество топлива. При использовании твердого топлива, как например пороха и тому подобного, по техническим причинам следует отказаться от длительных дополнительных требований. В этом случае нужно сделать так, чтобы топливо, при заполнении камеры сгорания, использовалось исключительно одноразово.
Наряду с ракетными двигателями, работающими под давлением газа, которые иногда еще делят на двигатели низкого, среднего и высокого давления, также возможны ракетные двигатели с принципиально другими основаниями для создания реактивной струи. На этом следует детально остановиться, прежде всего, принимая во внимание некоторые взаимосвязанные, наиболее возможные перспективы. Но так как на практике, еще долгое время, останутся господствующими ракеты, работающие под давлением газа и накопленные с ними опыты, то по крайней мере, дальнейшие эксперименты должны проводиться исключительно с этим типом двигателей.
Lufthansa проведет вакцинацию своих сотрудников самостоятельно
Авиакомпания Qantas готова возобновить полеты на A380 при возвращении спроса
1600 кг тяги. Новые испытания прямоточного пульсирующего детонационного двигателя
Последние новости
О последних успехах в области двигателестроения 9 апреля сообщила пресс-служба предприятия «ОДК-УМПО» (входит в состав Объединенной двигателестроительной корпорации и Ростеха). ОКБ им. А.М. Люльки из состава «ОДК-УМПО», успешно провело первый этап испытаний демонстратора нового двигателя.
Прямоточный пульсирующий детонационный двигатель (ППДД) с блоком газодинамических резонаторов в варианте демонстратора подтвердил возможность получения высоких технических характеристик. Тяга изделия достигла 1600 кг. На отдельных режимах двигатель показал рост удельной тяги до 50% относительно изделий иных существующих схем. Соответствующим образом сокращался удельный расход горючего.
Применение двигателей с такими характеристиками позволит заметно повысить основные параметры и возможности летательных аппаратов. Максимальная дальность и полезная нагрузка могут быть увеличены в 1,3-1,5 раза. Повышение тяговооруженности также позволит улучшить маневренность и динамику полета.
Следует отметить, что разработка отечественного прямоточного детонационного двигателя началась достаточно давно. Первые сообщения об этом проекте, разрабатываемом в ОКБ им. Люльки, появились еще в 2011 г. Уже в 2013-м состоялись испытания одного из первых экспериментальных двигателей. Он создавал тягу всего 100 кг, но демонстрировал резкий рост экономичности и других параметров.
В дальнейшем конструкция совершенствовалась и увеличивалась в размерах, с одновременным повышением ключевых характеристик. К настоящему времени двигатель-демонстратор имеет тягу 1600 кг – в 16 раз больше самого первого прототипа. Стоит ожидать, что нынешний проект получит развитие, и благодаря этому появится еще более мощный двигатель.
Технологические основы
Концепция ППДД или импульсно-детонационного двигателя (ИДД) активно прорабатывается в разных странах на протяжении нескольких последних десятилетий. В условиях лабораторий и испытательных стендов уже получены достаточно интересные результаты, но ни один двигатель нового класса пока не дошел до внедрения в практику.
К настоящему времени разработано и испытано несколько основных конструкций ИДД. Самая простая предусматривает создание изделия, включающего воздухозаборное устройство, т.н. тяговую стенку и детонационную камеру-трубу. При сгорании топливовоздушной смеси образуется детонационная волна, бьющая в тяговую стенку и создающую тягу. На основе таких устройств могут создаваться многотрубные двигатели.
Более сложным, но эффективным является ИДД с высокочастотным резонатором. Его конструкция отличается наличием реактора и резонатора. Реактор представляет собой специальное устройство, обеспечивающее более полное сгорание топливовоздушной смеси. Резонатор позволяет эффективнее использовать энергию детонационных волн. Такой двигатель может использоваться как самостоятельное изделие или в качестве более эффективной замены для «традиционной» форсажной камеры турбореактивного двигателя.
ОКБ им. Люльки развивает и испытывает именно схему с блоком газодинамических резонаторов. Ее высокий потенциал неоднократно подтверждался испытаниями разных опытных образцов, и сейчас тестируется очередное подобное изделие.
ППДД и ИДД всех схем имеют определенные преимущества перед газотурбинными. В первую очередь, это меньшая сложность конструкции. В ИДД отсутствуют сложные в производстве подвижные детали, испытывающие высокие механические и тепловые нагрузки. Кроме того, такой двигатель отличается меньшими требованиями к параметрам проточной части. Благодаря этому детонационный двигатель можно выполнить с применением существующих технологий и материалов.
За счет иного термодинамического цикла сокращается удельное потребление топлива, что может быть использовано для улучшения тех или иных характеристик летательного аппарата. В зависимости от поставленных задач, можно отказаться от экономии в пользу повышения тяги или сохранить ее, увеличив дальность полета.
Сферы применения
Организация-разработчик нового демонстратора технологий считает, что двигатели нового класса могут найти широкое применение в самых разных сферах. Возможности ППДД будут полезными при дальнейшем развитии авиации, в т.ч. сверх- и гиперзвуковой; их можно применять в новых воздушно-космических системах. Новый двигатель рассматривается в качестве полезного дополнения для ракетных и воздушно-реактивных силовых установок.
ППДД имеют конструктивные и технологические преимущества перед газотурбинными изделиями с теми же параметрами. Как считают в ОКБ им. А.М. Люльки, это также является коммерческим и экономическим преимуществом. Летательный аппарат с таким двигателем будет иметь высокие технические характеристики, но стоимость разработки, производства и эксплуатации останется на приемлемом уровне.
При этом предлагаемые конструкции ИДД не лишены недостатков. Так, как и прочие прямоточные двигатели, детонационный имеет ограниченный диапазон рабочих скоростей. Для запуска ему требуется первоначальный разгон – при помощи иного двигателя. В случае с ракетами это может быть жидкостная или твердотопливная двигательная установка, а самолет может иметь отдельный ТРД для взлетно-посадочных и разгонных режимов.
В связи с техническими и эксплуатационными ограничениями направление прямоточных пульсирующих двигателей в прошлом получило недостаточное развитие. Вследствие этого новые проекты ИДД пока находятся на стадии разработки и испытаний. Полноценные образцы с высокими характеристиками, пригодные для внедрения в реальных проектах авиационной или космической техники, пока отсутствуют.
Для их появления необходимо дальнейшее продолжение работ с постепенным решением всех ключевых задач. Требуется повышение тяги с выходом на уровень современных ТРД, увеличение ресурса и достижение высокой надежности. Работы такого рода идут прямо сейчас и уже дают определенные результаты. Но создание полноценного ИДД / ППДД для практического использования пока остается делом отдаленного будущего.
Работа на перспективу
Прямоточный пульсирующий детонационный двигатель имеет ряд важных особенностей и представляет большой интерес в контексте дальнейшего развития авиационной, ракетной и космической техники. Однако освоение этого направления и разработка работоспособных конструкций с достаточным уровнем характеристик оказывается весьма сложным и длительным процессом. Так, за последние 10 лет отечественные ППДД разработки «ОДК-УМПО» показали значительный рост характеристик, но все еще не дошли до внедрения в практику.
Тем не менее, работы продолжаются и дают поводы для оптимизма. Последние новости показывают наличие заметного прогресса, а также позволяют ожидать, что в ближайшем будущем промышленность похвастается новыми успехами. Таким образом, появление летательных аппаратов с пульсирующими детонационными двигателями все еще остается событием средней или отдаленной перспективы, но каждый новый этап разработки и испытаний приближает его.
Рисунок 3.1. Двигатель с большой степенью двухконтурности, установленный под крылом.
В этой теме кратко рассмотрено создание тяги. На рисунке 3.1 показан двигатель, размещённый на пилоне под крылом. В зоне пилона, окружающей весь двигатель, находится контрольная поверхность. Единственная сила, приложенная к двигателю, передается через пилон. Предполагается, что статическое давление вокруг контрольной поверхности однородно, поэтому пилон должен иметь достаточную длину и слабо воздействовать на крыло. Фактически мы предполагаем, что только крыло создаёт подъёмную силу и лобовое сопротивление, не принимая во внимание наличие двигателя; это суждение не строгое, но допустимое для наших рассуждений. Топливо к двигателю поступает через пилон, но его скорость невысока и она не создает заметного импульса. Массовый поток воздуха входит в двигатель; — на два порядка больше величины .
При расчёте тяги рассматривается поток импульса перпендикулярный контрольной поверхности вокруг двигателя; давление по контрольной поверхности принято постоянным и оно не создаёт никакой силы. Мы рассматриваем импульс, совокупно перемещающийся с двигателем, следовательно, воздух, вошедший в контрольную поверхность, движется со скоростью полёта V. Большая часть воздуха, проходящая через контрольную поверхность, идёт вокруг двигателя, и только малая его часть попадает в двигатель. Рассматривая потоки, проходящие через контрольную поверхность и через весь двигатель, для каждого из них можно записать уравнение:
Поток импульса на входе в двигатель
Поток импульса на выходе из двигателя
Тяга нетто Fn, возникающая в полёте равна разности этих двух потоков импульса:
Если двигатель эксплуатируется на стенде (или на неподвижном самолёте), возникающая тяга называется тягой брутто (характерна для V =0)
Тяги нетто и брутто различаются наличием величины импульса , который часто называется входным импульсом, таким образом:
Здесь (и далее) не принимается во внимание наличие сопротивления на внешней стороне мотогондолы, которое привело бы к сокращению полезной тяги. Поскольку величина сопротивления мотогондолы не может быть измерена и оценена полностью, это вызывает серьёзные споры между изготовителями двигателя и самолета.
К сожалению, сопротивление мотогондолы становится все более существенным по мере проектирования двигателей с большой тягой и большой степенью двухконтурности.
3.2 Тяговая эффективность
Увеличение скорости потока, входящего и выходящего из двигателя означает увеличение кинетической энергии. Увеличение кинетической энергии является эффектом работы, переданной двигателем воздуху, пренебрегая потерей работы. Изменение кинетической энергии для потока, проходящего через реактивный двигатель, составит:
.
Мощность, фактически связанная со скоростью полёта:
Мощность самолёта = скорость полёта × тяга нетто =V ∙FN
Тяговая эффективность (или коэффициент полезного действия) показывает отношение мощности, приобретённой летательным аппаратом, к кинетической энергии воздуха, проходящего через двигатель. Тяговая эффективность определяется как:
Как было отмечено ранее, масса топлива много меньше массы воздуха, поэтому:
.
Это уравнение тяговой эффективности, так же известное как уравнение Фруда. В этом уравнении прослеживается существенная особенность, связанная с уравнением тяги. Если реактивная скорость равна скорости полета, тогда эффективно используется кинетическая энергия реактивного двигателя, и ηP стремится к единице. К сожалению, тяга нетто, определяемая как при значении Vj, равном V стремится к нулю. Для современных гражданских двигателей снижение расхода топлива является главной целью, так что требуется высокая тяговая эффективность; для военных летательных аппаратов основным требованием является высокая тяга компактного двигателя, и для военных нужд допускается более низкая тяговая эффективность. Двигатели современных пассажирских самолётов имеют степень двухконтурности больше 5, в то время как военные двигатели стараются иметь степень двухконтурности меньше единицы.
3.3 Полная эффективность
Тяговая эффективность связывает величину работы по перемещению самолёта с величиной кинетической энергии, которая действует на поток в двигателе, но никак не связана с тепловой энергией, затраченной при сжигании топлива. Определим тепловую эффективность (т.е. термическую эффективность):
,
Полная эффективность представлена как:
Что можно дополнить, подставляя в сформулированные ранее выражения:
Так как полная эффективность обратно пропорциональна удельному расходу топлива, следовательно, полная эффективность η0 не прямо пропорциональна скорости полета, т. к. удельный расход топлива сам есть функция от скорости полета. Чтобы завершить анализ полной эффективности необходимо понять, что определяет тепловую эффективность ηth.
Найти тяговый кпд для следующих двух двигателей при крейсерском полете
а) RB211 на высоте 31000 футов, полет при числе Маха 0.85, приблизительная реактивная скорость 390 м/с.
б) Олимп 593 (на Конкорде) высота 51000 футов, (pa=11.0 кПа, Ta = 216.7K), число Маха полета 2.0, приблизительная реактивная скорость 1009 м/с
2) Эффективный кпд ТРДД зависит от термического кпд, эффективности турбины низкого давления и эффективности вентилятора.
Тяга создаётся за счёт увеличения импульса струи воздуха, проходящего через двигатель. Нетто, или чистая тяга- это та тяга, которая является фактически доступной, тяга брутто – это та тяга, которая была бы произведена при тех же самых условиях, но с неподвижным двигателем, находящимся на стенде.
Для создания большой тяги нетто должна быть высокая реактивная скорость или большой массовый расход воздуха.
Эффективность тяговая сравнивает величину работы, совершенную на самолёте, с величиной увеличения кинетической энергии потока через двигатель. Для случая, когда массовый поток топлива меньше, чем массового потока воздуха, справедливо выражение
Только часть выделенной энергии сожженного топливо преобразуется в повышение кинетической энергии потока, остальное проявляется как внутренняя энергия потока выходящего газа. В общем случае поток газа истекает с более высокой температурой, чем это было бы, если вся энергия была бы преобразована в кинетическую. Отношение увеличения кинетической энергии к подведенной тепловой энергии определяет тепловую эффективность ηth; полная эффективность устанавливает связь работы, произведённой на самолете с энергией, выделенной топливом:
.
что можно выразить, используя величины удельного расхода и теплотворности топлива в формуле:
.
Чтобы сделать более конкретные утверждения и спроектировать двигатель, необходимо рассмотреть, как работает газовая турбина.
Упрощенная функциональная схема ракетного двигателя
входит в двигатель; 
.
, который часто называется входным импульсом, таким образом:
.
.
при значении Vj, равном V стремится к нулю. Для современных гражданских двигателей снижение расхода топлива является главной целью, так что требуется высокая тяговая эффективность; для военных летательных аппаратов основным требованием является высокая тяга компактного двигателя, и для военных нужд допускается более низкая тяговая эффективность. Двигатели современных пассажирских самолётов имеют степень двухконтурности больше 5, в то время как военные двигатели стараются иметь степень двухконтурности меньше единицы.
,
.
.