Прямоточный турбореактивный детонационный двигатель (птрдд)

Прямоточный турбореактивный детонационный двигатель состоит из входной части, средней части и выходной части. Во входную часть входят вентилятор и компрессор. В среднею часть входят устройство подачи топлива к участку смешения, участок смешения топлива с воздухом, система поджога горючей смеси и камера сгорания. В выходную часть входят турбина и выходное сопло, а также система подачи топлива, устройство крепления к наружному кожуху и система управления двигателем. Входная и выходная части выполнены в виде осесимметричных круглых пустотелых вращающихся конусов, связанных между собой через узкую среднюю часть своими узкими частями, имеющих лопатки, установленные на внутренних поверхностях конусов, не перекрывающие центральную часть канала полностью и образующие спирали, закрученные вокруг общей центральной оси канала. Входной конус с лопатками выполняет функции вентилятора/компрессора, а выходной конус с лопатками - турбины и выходного сопла. Средняя часть и выходной конус объединены в одну целостную деталь. Устройство подачи топлива к участку смешения выполнено в виде центростремительного насоса. Система поджога, путем создания коротких высоковольтных электрических импульсов, обеспечивает горение горючей смеси в детонационном режиме. Вращающиеся части двигателя крепятся к наружному кожуху через подшипники, закрепленные на наружных поверхностях вращающихся частей. Изобретение направлено на обеспечение самостоятельного горизонтального старта и возможности изменения/чередования скоростей в диапазонах от дозвуковых до гиперзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ: двигатель гиперзвукового летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ:

Для диапазона скоростей летательных аппаратов (ЛА) от нуля и до низких сверхзвуковых скоростей 2-3 М (Маха) используются турбореактивные двигатели (ТРД). Для диапазона скоростей от низких сверхзвуковых и до 5 М используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД). При М более 5 требуются гиперзвуковые ПВРД (ГПВРД) с прямым каналом и прямоточной камерой сгорания. Для длительного полета в плотных слоях атмосферы на низких дозвуковых скоростях ракетные двигатели непригодны, так как неэффективны (неэкономичны).

Конструктивно ТРД включают в себя вращающееся центральное тело - ротор с прикрепленными со стороны центральной оси лопатками компрессора и турбины. Набегающий (встречный) поток воздуха, отражаясь от лопаток компрессора, сильно тормозится. После лопаток турбины поток газов не может (не успевает) разогнаться до скоростей, необходимых для разгона ЛА до высокой сверхзвуковой скорости. Отражающие поток лопатки компрессора/турбины, прикрепленные изнутри к наружной части корпуса, - неподвижны (не вращаются), как и сам наружный корпус.

ПВРД, не имея лопаток, эффективно работает после достижения ЛА сверхзвуковой скорости. ПВРД может иметь или не иметь центральное тело. Так как ПВРД не может начать работать на нулевой скорости, то, чтобы разогнать имеющий ПВРД ЛА до сверхзвуковой скорости, используются другие двигатели (например, стартовые твердотопливные ракетные ускорители), или разгонные ЛА (носители). Но стартовые ускорители и разгонные ЛА используются только один раз на начальном этапе полета.

Возможны сочетания и совмещения разных типов двигателей (гибридные двигатели).

- В.Н. Новиков, Б.М. Авхимович, В.Е. Вейтин. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. Учебник для вузов. - М.: Машиностроение, 1991, стр. 115-165.

- В.М. Акимов, В.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, В.В. Поляков, В.А. Сосунов, С.М. Шляхтенко. Под редакцией С.М. Шляхтенко. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. 2-е издание, переработанное и дополненное. - М.: Машиностроение, 1987.

- https://ru.wikipedia.org/wiki/Воздушно-реактивный двигатель.

Для стратегического разведчика SR-71 Blackbird (США) был создан гибридный ТРД/ПВРД Pratt & Whitney J58. До скорости 2,4 М он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и он начинал работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до 3,2 М. В состав этого двигателя входят центральное тело с осевыми компрессором и турбиной и шесть специальных каналов для перенаправления воздушного потока. В режиме ПВРД роль камеры сгорания играет форсажная камера. Достичь еще большей скорости невозможно из-за двигателя и геометрии перенаправляющих воздушный поток каналов, то есть траектории течения воздуха,

- http://www.airwar.ru/enc/engines/j58.html

- https://www.google.com/patents/US3344606?hl=ru&dq=3344606

- https://www.google.com/patents/US3477455?hl=ru&dq=3477455

У большинства гибридных двигателей, могущих работать от нулевых до сверхзвуковых скоростей, отсутствует (или небольшой) прямолинейный прямоточный канал и поток воздуха в режиме ПВРД отклоняется от прямолинейного движения, поэтому достичь гиперзвуковых скоростей с такими двигателями невозможно.

Потенциальные возможности работы в диапазонах скоростей от дозвуковых до сверхзвуковых есть у детонационных реактивных двигателей, в том числе - с кольцевым детонационным горением.

http://istina.msu.ru/media/publications/article/070/aa6/10902423/Detonatsionnyie_reaktivnyie_dvigateli._Chast_I_-_termodinamicheskij_tsikl.pdf - Детонационные реактивные двигатели. Часть I. Термодинамический цикл. Константин Николаевич Волков, Faculty of Science, Engineering and Computing, Kingston University, London, UK, Павел Викторович Булат, Университет ИТМО.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.

ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕЗУЛЬТАТ (цель изобретения) - создание воздушно-реактивного двигателя (ВРД) ЛА, способного создавать тягу при нулевой скорости ЛА (при горизонтальном старте) и эффективно работать длительное время с перестройками в диапазонах от дозвуковых и до гиперзвуковых скоростей.

Для того чтобы двигатель мог работать в гиперзвуковом диапазоне, у него должен быть прямолинейный канал с прямоточной камерой сгорания. Для диапазона скоростей от нуля и до низких сверхзвуковых требуется наличие ТРД с вентилятором, создающим дополнительную тягу, и компрессором для подкачки воздуха к следующей за ним камере сгорания и, далее, к турбине, раскручивающей вентилятор и компрессор, и выходным соплом.

Сущность изобретения - объединение в единое целое прямоточных прямолинейных канала с воздухозаборником, вентилятора/компрессора, участка смешения топлива с воздухом, камеры сгорания, турбины и выходного сопла.

СУЩЕСТВЕННЫЕ ПРИЗНАКИ

Двигатель (п. 1 Формулы) представляет собой скрепленные между собой на одной оси своими узкими участками через узкую среднюю часть посредством редуктора (п. 4 Формулы), или иным образом, или образованные как единое целое (п. 3 Формулы), две осесимметричные круглые пустотелые вращающиеся конусообразные части с лопатками, установленными на внутренней поверхности конусов, не перекрывающих канал полностью (центральная часть канала свободна), и образующих спирали, закрученные вокруг общей центральной оси канала.

Направление закручивания спиралей выполнено таким образом, чтобы при вращении входного конуса передние части спиралей захватывали находящийся перед конусом воздух и отбрасывали его вглубь канала (как спираль Архимеда, только без твердотельной оси).

Лопатки-спирали входного и выходного конусов, вращающихся в одну сторону, также закручены в одну сторону.

Если конусы скреплены друг с другом через редуктор или через электрическую связь, то направление их вращения может быть противоположным, но тогда и закрутка спиралей тоже будет противоположной (по ходу движения потока).

В основу действия входной части ПТРДД на дозвуковых скоростях положен принцип действия струйного насоса с кольцевыми соплом и смесителем, у которого рабочее тело - увлекающий поток (газ, жидкость) большей скорости охватывает (вокруг) и увлекает менее скоростную увлекаемую среду (газ, жидкость).

- http://chem21.info/info/1445843/ Справочник химика 21. Кольцевые сопла.

- http://ej.kubagro.ru/2012/01/pdf/46.pdf - РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ВЫБОРУ ОПТИМАЛЬНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ РАЗМЕРОВ КОЛЬЦЕВЫХ СОПЕЛ СТРУЙНЫХ НАСОСОВ С ДВУХПОВЕРХНОСТНОЙ РАБОЧЕЙ СТРУЕЙ. Реунов Н.В., Ефимов Д.С., Тарасьянц С.А. Научный журнал КубГАУ, №75(01), 2012 года.

В данном изобретении роль менее скоростной увлекаемой среды играет набегающий на ЛА воздушный поток, протекающий в осесимметричном (круглом) прямолинейном канале двигателя без центрального тела, а высокоскоростной охватывающий и увлекающий кольцевой поток создается на входе по периметру потока вращением лопаток-спиралей на стенках с функцией центробежного вентилятора/компрессора.

Проточная часть (п. 2 Формулы) представляет собой сопло Лаваля с лопатками-спиралями на стенках. Выходной конус - это выходное сопло двигателя.

При организации закрученного потока в реактивном двигателе с соплом Лаваля воздушный поток, дозвуковой на входе, в критической точке (самом узком месте) сопла может достичь сверхзвуковой скорости.

- МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ И ПАРАМЕТРИЧЕСКОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ ЗАКРУЧЕННОГО ТУРБУЛЕНТНОГО ОДНОКОМПОНЕНТНОГО ПОТОКА РАБОЧЕГО ТЕЛА В ТРАНС - И СВЕРХЗВУКОВОЙ ОБЛАСТЯХ СОПЕЛ ЛАВАЛЯ. В.В. Рыжков, И.И. Морозов. - Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(19), 2009, с. 382-391.

На дозвуковой скорости ЛА лопатки-спирали входного конуса выполняют три функции:

- создают центробежную силу, которая прижимает находящийся внутри входного конуса воздух к стенкам, при этом около стенок образуется область повышенного давления, а в центре канала образуется область пониженного давления, откачивающая воздух перед воздухозаборником;

- установленные под углом к направлению оси канала лопатки-спирали захватывают и отбрасывают прижатый к стенкам воздух по ходу движения (в сторону выходного сопла) со скоростью, большей скорости набегающего потока;

- обеспечивают околозвуковую скорость потока воздуха в сужении канала. Скорость воздуха через входной конус, при наличии ускоряющих поток лопаток-спиралей, увеличивается сильнее, чем без этих лопаток-спиралей (при достаточной скорости вращения входного конуса).

При сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях ЛА реализуется механизм прямоточного сверхзвукового (гиперзвукового) воздушно-реактивного двигателя с прямоточной кольцевой детонационной камерой сгорания.

- патент № RU 2487256 С2 - СПОСОБ ДЕТОНАЦИОННОГО СЖИГАНИЯ ВОДОРОДА В СТАЦИОНАРНОМ СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ. Автор: Туник Ю.В. (RU).

Режимы работы ПТРДД зависят от условий полета.

Начало работы двигателя - раскрутка конусов происходит на стоящем неподвижно ЛА (скорость набегающего потока равна нулю) от стартера.

Входной конус, раскручиваясь, нагнетает воздух внутрь канала и этим увеличивает давление в камере сгорания, то есть работает как компрессор.

Одновременно с этим, ускоряя поток вдоль канала, входной конус создает реактивную тягу. То есть на старте и при дозвуковом полете работает как вентилятор ВРД.

Подача топлива к центральному каналу производится в узком среднем участке канала - «участке смешения» (п. 5 Формулы), имеющем конусообразное расширение по ходу центрального канала перед выходным конусом (соплом) с раскрытием в сторону выходного конуса, через наклоненные топливные каналы центростремительного насоса, жестко прикрепленного к выходному конусу (соплу), по касательной к поверхности канала и под углом по направлению оси центрального канала перед каждой лопаткой-спиралью выходного конуса, имеющей в этом месте изгиб поверхности, создающий закручивание струи топлива по малому радиусу.

Таким образом, на участке смешения по периметру центрального потока (канала) образуется слой закрученных топливных струй, напоминающих круглый подшипник качения (только из газовых струй), создающих в местах соприкосновения с воздушным потоком центральной части канала топливно-воздушную смесь.

После смешения производится поджог смеси. Для этого вокруг центральной оси канала (например, на/между лопаток) сделаны электроды, между которыми подается высокое напряжение (производятся импульсные высоковольтные разряды), поджигающее смесь во вращающихся струях в детонационном режиме.

Участок смешения и камера сгорания (п. 5 Формулы) сделаны в одном конусообразном расширении для того, чтобы фронт детонационного горения и образующиеся при этом около лопаток ударные волны были направлены вдоль выходного конуса к его выходу, в виде спиралевидных ударных волн, вращающихся вокруг оси центрального канала.

Вращающиеся струи, после детонационного сгорания топлива, охватывают по периметру поток воздуха центрального канала, двигаясь вдоль выходного конуса, расширяются и ускоряются, увлекая за собой воздушный поток центрального канала. Профиль лопаток в выходном конусе и расположение выходов форсунок наклоненных топливных каналов центростремительного насоса сделаны таким образом, что вращающиеся и расширяющиеся (после сжигания) струи по периметру выходного конуса оказывают давление на лопатки конуса с одной стороны (центры вращения струй смещены к лопаткам с одной стороны), раскручивая сам конус (сопло) в нужном направлении.

Скорость вращения турбины регулируется количеством, температурой и давлением подаваемого топлива, системой его поджога, а также электромагнитным способом.

В полете вращение входного конуса обеспечивается вращением выходного конуса (турбины) через редуктор, или через электрический привод, или как целостной объединенной вращающейся детали.

При жесткой связи входного и выходного конусов как единой целостной детали передаточное число между конусами всегда будет равно единице. При связи входного и выходного конусов через редуктор передаточное число может отличаться от единицы.

При связи входного и выходного конусов через электрический привод передаточное число между конусами можно сделать изменяемым - при выполнении входного конуса (п.8 Формулы), не скрепленного жестко с выходным конусом, в качестве якоря независимого электродвигателя с прикрепленными магнитами, а примыкающий в этом месте участок кожуха - в качестве статора с неподвижными электромагнитными катушками, питающимися через систему управления от аккумулятора или от турбины.

При сверхзвуковой скорости ЛА на передней кромке воздухозаборника, перед лопатками входного конуса, образуется конусообразный скачек уплотнения, направленный внутрь от периметра к центру канала.

Геометрия воздухозаборника сделана так, что этот скачек уплотнения, при низкой сверхзвуковой скорости ЛА и зависящем от этой скорости угле наклона скачка, не заденет лопатки входного конуса.

При сверхзвуковой скорости ЛА за образовавшемся на передней кромке скачком уплотнения, в прилегающей к поверхности входного конуса области, скорость потока является дозвуковой. Из этой дозвуковой области раскрученный входной конус, откачивая воздух, будет уменьшать давление и, соответственно, угол наклона скачка уплотнения.

То есть вращением входного конуса скачек уплотнения будет прижиматься к внутренней поверхности входного конуса, а вершина образовавшегося конуса уплотнения будет сдвигаться вглубь канала.

Поток, с околозвуковой скоростью в узкой части канала, разгоняясь в сопле Лаваля до сверхзвуковой скорости, будет создавать тягу как в воздушно-реактивном двигателе (ВРД), а с учетом наличия турбины, как ТРД.

Если при сверхзвуковой скорости ЛА скорость потока в узкой части канала будет оставаться сверхзвуковой, увеличиваясь в выходном конусе (сопле), то будет создан режим ГПВРД независимо от наличия или отсутствия лопаток у конусов на входе и выходе двигателя.

Однако отсутствие лопаток в выходном конусе не даст возможность генерировать энергию и использовать эту энергию для раскручивания на малой скорости полета входного конуса (вентилятора/компрессора).

Вращающийся выходной конус (п. 7 Формулы) можно использовать в качестве якоря электрогенератора, если с наружной стороны вращающегося конуса прикрепить постоянные магниты, а с внутренней стороны примыкающего к нему участка кожуха, используемого в качестве статора, прикрепить обмотки неподвижных электромагнитных катушек.

При вращении якоря в обмотках статора будет индуцироваться ток. Полученную электроэнергию (п. 9 Формулы) можно использовать для поджога горючей смеси в камере сгорания, питания магнитных подшипников (если таковые будут использоваться), вращения входного конуса, питания бортового оборудования ЛА и зарядки бортовых аккумуляторов.

ПЕРЕЧЕНЬ ЧЕРТЕЖЕЙ (без масштаба и пропорций) - схематичные эскизы варианта формы вращающихся частей ПТРДД как единой целостной детали

Фиг. 1 - Сечение по главной плоскости симметрии с развернутыми лопатками-спиралями и развернутыми топливными каналами центростремительного насоса.

1 - вращающийся входной конус (вентилятор/компрессор);

2 - развернутые лопатки-спирали входного конуса (вентилятора/компрессора);

3 - вращающийся выходной конус (турбина/сопло);

4 - развернутые лопатки-спирали выходного конуса (турбины/сопла);

5 - неподвижная часть центростремительного насоса - топливный накопитель;

6 - патрубки (отверстия) подачи топлива в топливный накопитель;

7 - топливный канал центростремительного насоса;

8 - вращающаяся часть центростремительного насоса;

9 - конусообразное расширение канала - участок смешения и камера/участок сгорания;

10 - набегающий (встречный) поток воздуха.

- Поперечные сечения - вид перпендикулярно каналу (сечения: А-А, В-В, С-С, D-D):

А-А - поперечное сечение вращающегося входного конуса (вентилятора/компрессора);

В-В - поперечное сечение вращающейся средней части - до центростремительного насоса;

С-С - поперечное сечение центростремительного насоса с развернутыми топливными каналами;

D-D - поперечное сечение вращающегося выходного конуса (турбины/сопла).

Фиг. 2 - Поперечные сечения - вид вдоль канала (сечения: А-А, В-В, С-С, D-D).

11 - направление вращения вращающихся частей ПТРДД;

12 - направление вращения потока воздуха в центральном канале;

13 - направление вращения вращающихся струй топливовоздушной смеси;

14 - направление вращения вращающихся струй продуктов сгорания.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.

Наиболее простой вариант (Фиг. 1) - все вращающиеся части объединены в единую целостную деталь, внутренние лопатки которой, в виде спиралей, закручены в одну сторону (по или против часовой стрелки), изменяясь по форме, высоте и шагу (п. 6 Формулы), тянутся от начала входного конуса и до конца выходного. На узком среднем участке канала высота лопаток минимальна (возможно, нулевая - отсутствие лопаток в месте максимального сужения канала).

Входной конус (вентилятор/компрессор) - 1 (Фиг. 1) с лопатками-спиралями - 2 - предназначен:

а) на дозвуковых скоростях ЛА:

- для обеспечения вращения набегающего (встречного) потока - 10 (Фиг. 1) в центре канала в направлении - 12 (сечение А-А, Фиг. 2) вращением корпуса - 1 в направлении - 11, при котором воздух прижимается центробежной силой к внутреннему периметру входного конуса, создавая повышенное давление около лопаток - 2;

- для ускорения пристеночного потока вдоль канала и нагнетания воздуха на участке смешения и, далее, в камере сгорания, действуя в качестве вентилятора и компрессора;

- для обеспечения околозвуковой скорости потока воздуха в сужении канала;

б) на сверхзвуковых скоростях ЛА - для затягивания вершины конуса скачка уплотнения, образованного на передней кромке воздухозаборника, внутрь канала, обеспечивая более равномерное (ламинарное) движение воздуха на входе.

Передние кромки лопаток-спиралей у входного конуса - 2 (Фиг. 1.) должны быть со срезанными внешними углами - для того, чтобы при низких сверхзвуковых скоростях конусообразный скачек уплотнения, начинающийся на передней кромке воздухозаборника и направленный внутрь канала, их не задевал.

При дозвуковом движении набегающего потока - 10 (Фиг. 1) вдоль сужающегося входного конуса - 1 (Фиг. 1) скорость потока в канале постепенно увеличивается и, соответственно, угол наклона лопаток к направлению оси двигателя (канала) должен уменьшаться - увеличиваться шаг спирали. Таким образом, на самом узком среднем участке центрального канала (сечение В-В) шаг спирали должен быть максимальным - спираль максимально «вытянута», а высота лопаток-спиралей - минимальна.

Устройство подачи топлива (центростремительный насос) - 8 (Фиг. 1) - предназначено для транспортировки топлива от неподвижной части топливной системы, связанной с корпусом ЛА, к вращающемуся кольцевому участку смешения.

Вращающаяся часть центростремительного топливного насоса - 8 с каналами подачи топлива - 7 жестко связана (составляет единый целостный элемент) с турбиной - 3 (Фиг. 1), а неподвижная круглая внешняя часть корпуса насоса - 5, одновременно выполняющая роль топливного накопителя, жестко крепится к неподвижному наружному кожуху двигателя.

Неподвижная круглая внешняя часть насоса - 5 (топливный накопитель) представляет собой фигуру вращения П-образной (или V-образной, или близкой к ним) формы с открытой стороной в сторону оси вращения.

Топливо подается в топливный накопитель через отверстия (патрубки) сбоку - 6, на некотором расстоянии от внутреннего «дна» П - профиля с нескольких (противоположных) сторон этого корпуса.

При раскручивании вращающейся внутренней части насоса увлекаемое этим вращением поступающее топливо центробежной силой прижимается к внутреннему неподвижному П-образному «дну» (профиля) топливного накопителя ровным слоем.

Расстояние от внутреннего «дна» топливного накопителя до отверстий для подачи топлива в него (патрубок) должно быть больше, чем расстояние от «дна» топливного накопителя до вращающейся части насоса.

Количество подаваемого топлива должно быть таким, чтобы при вращении центральной (вращающейся) части насоса уровень топлива достигал (погружал) входы топливных каналов внутренней вращающейся части центростремительного насоса, но при этом не доставал (не заливал) отверстия (патрубки) для подачи топлива. Этот режим - для подачи в камеру сгорания жидкого топлива.

Топливо захватывается входами топливных каналов, направленных в том же направлении, что и направление вращения центральной части центростремительного насоса, и подается к участку смешения топлива с воздухом, расположенному по периметру (вокруг) узкой части центрального канала двигателя.

На гиперзвуковых (сверхзвуковых) скоростях ЛА для прямоточной камеры сгорания требуется горячее газообразное топливо.

Для подачи в камеру сгорания газообразного (паров) топлива, количество топлива, подаваемого в топливный накопитель, делается таким, чтобы входы топливных каналов вращающейся части насоса (при его вращении) не достигали бы уровня жидкого топлива, прижатого центробежной силой к «дну» топливного накопителя (были выше его), а в топливные каналы попадали бы только пары топлива.

Для интенсивного испарения топлива, повышения температуры и давления паров топлива в топливном накопителе или, при необходимости, для подачи более горячего жидкого топлива в камеру сгорания к корпусу неподвижного топливного накопителя с наружной стороны крепятся электрические нагревательные элементы, регулирующие/поднимающие температуру топлива в топливном накопителе.

Участок смешения топлива с воздухом - 9 (Фиг. 1.) - предназначен для образования горючей смеси топлива с воздухом путем создания по периметру вокруг центрального потока вращающихся струй (наподобие вращающихся роликов в подшипниках качения, но состоящих из газовых струй) - сечение С-С (Фиг. 2). Профили лопаток на этом участке сделаны такими, чтобы струи закручивались по малому радиусу - 13.

Скорость течения топлива в топливных каналах центростремительного насоса и, соответственно, скорость истечения топлива в центральный канал будет дозвуковой.

Камера (участок) сгорания с детонационным поджогом (горением) - 9 (Фиг. 1) - предназначена для импульсного детонационного горения горючей смеси, а ее поверхность играет роль отражающей поверхности при детонационном горении.

Лопатки-спирали на этом участке расположены таким образом, что приближены только одной стороной к одной вращающейся струе (каждой лопатке соответствует своя струя) так, что давление струи при детонационном горении на эту («свою») лопатку больше, чем на более удаленную лопатку с другой стороны струи. Направление (угол расположения) отражающих поверхностей лопаток сделан так, что отраженная волна, при детонационном горении, направлена вдоль канала по спирали. Таким образом, тангенциальная составляющая давления на отражающую поверхность при детонационном горении вращает выходной конус (сопло), а продольная составляющая давления образует реактивную тягу.

Режим импульсного высоковольтного поджога выбран из соображений устойчивости и гарантированности поджога воздушно-углеводородных смесей.

Скважность и периодичность высоковольтных импульсов детонационного поджога горючей смеси выбраны такими, при которых струя горючей смеси после участка смешения, вращаясь, успевала бы пройти от начала до конца конусного расширения центрального канала (участок смешения - камера/участок сгорания).

Частота импульсов поджога, зависящая от скорости вращения камеры сгорания и количества лопаток-спиралей, будет высокой. Что даст высокий и стабильный усредненный импульс тяги двигателя.

Лопатки-спирали между участком смешения и камерой/участком сгорания будут иметь разрыв.

Выходной конус (сопло / турбина) - 3 (Фиг. 1) - предназначен для:

- создания тяги двигателя с образованием сверхзвукового реактивного потока;

- обеспечения вращения сопла за счет тангенциальной составляющей давления струй.

Вращающиеся и расширяющиеся струи после сгорания - 14 (сечение D-D, Фиг. 2) по периметру вокруг центрального потока - 12 оказывают одностороннее давление на лопатки - 4, как в камере сгорания, обеспечивая дополнительную тангенциальную силу, вращающую сопло - 3 в направлении - 11.

Тяга двигателя и вращение сопла обеспечиваются суммарными продольными и тангенциальными силами в конусообразной камере сгорания (при детонационном горении) и в выходном конусе (при сверхзвуковом истечении реактивной струи).

Входной конус сделан в виде электродвигателя, чтобы его можно было раскрутить, используя запасенную в бортовых аккумуляторах энергию.

Выходной конус сделан в виде электрогенератора, чтобы обеспечивать (п.9 Формулы) поджог топливно-воздушной смеси, питание магнитных подшипников (если таковые будут), зарядку бортовых аккумуляторов и питание бортового оборудования ЛА. Вращение входного конуса в полете обеспечивается вращением жестко связанного с ним выходного конуса (сопла/турбины).

Электронные элементы (магниты, электромагнитные катушки) (п.10 Формулы), расположенные на вращающихся частях двигателя, выполнены пленарным способом на их внешних поверхностях, чтобы минимизировать их толщины и вес.

В качестве устройства крепления вращающихся частей двигателя к неподвижному наружному кожуху (п.1 Формулы) используются подшипники (качения или магнитные), закрепленные на наружных поверхностях вращающихся конусов и средней части.

ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬ

ПТРДД предназначен в качестве двигателя военного/гражданского летательного аппарата с самостоятельными горизонтальными стартом/посадкой и длительным полетом с возможностью изменения/чередования скоростей в диапазонах от дозвуковых до гиперзвуковых.

ПТРДД, помимо использования в качестве двигателя ЛА, может быть использован в качестве самостоятельного стационарного/мобильного электрогенератора или насоса для прокачки большого объема воздуха (например, в аэродинамических трубах).

1. Прямоточный турбореактивный детонационный двигатель (ПТРДД), состоящий из входной части, в которую входят вентилятор и компрессор, средней части, в которую входят устройство подачи топлива к участку смешения, участок смешения топлива с воздухом, система поджога горючей смеси и камера сгорания, и выходной части, в которую входят турбина и выходное сопло, а также система подачи топлива, устройство крепления к наружному кожуху и система управления двигателем, отличающийся тем, что входная и выходная части выполнены в виде осесимметричных круглых пустотелых вращающихся конусов, связанных между собой через узкую среднюю часть своими узкими частями, имеющих лопатки, установленные на внутренних поверхностях конусов, не перекрывающие центральную часть канала полностью и образующие спирали, закрученные вокруг общей центральной оси канала, входной конус с лопатками выполняет функции вентилятора/компрессора, а выходной конус с лопатками - турбину и выходное сопло, средняя часть и выходной конус объединены в одну целостную деталь, устройство подачи топлива к участку смешения выполнено в виде центростремительного насоса, система поджога, путем создания коротких высоковольтных электрических импульсов, обеспечивает горение горючей смеси в детонационном режиме, вращающиеся части двигателя крепятся к наружному кожуху через подшипники, закрепленные на наружных поверхностях вращающихся частей.

2. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что проточная часть двигателя выполнена в виде сопла Лаваля с лопатками-спиралями.

3. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что входной конус, средняя часть и выходной конус выполнены в виде одной целостной вращающейся детали.

4. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что входной конус соединяется со средней частью через редуктор.

5. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что участок смешения и камера сгорания выполнены в виде одного круглого конусообразного расширения центрального канала перед выходным конусом с раскрытием в сторону выходного конуса, с лопатками около каждой топливной форсунки, закручивающими каждую струю топлива по малому радиусу.

6. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что форма, высота и шаг лопаток-спиралей меняется вдоль оси канала.

7. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что выходной конус с примыкающим участком наружного кожуха выполнены в качестве электрогенератора, у которого роль якоря играет вращающийся выходной конус с прикрепленными к нему постоянными магнитами, а роль статора играет примыкающий участок наружного кожуха с прикрепленными к нему неподвижными электромагнитными катушками.

8. ПТРДД по п. 1, отличающийся тем, что входной конус с примыкающим участком наружного кожуха выполнены в качестве электродвигателя, у которого роль якоря играет вращающийся входной конус с прикрепленными к нему постоянными магнитами, а роль статора играет примыкающий участок наружного кожуха с прикрепленными к нему неподвижными электромагнитными катушками,

9. ПТРДД по п. 7, отличающийся тем, что вырабатываемая электрогенератором энергия идет на питание самого двигателя, бортового оборудования и зарядку аккумуляторов.

10. ПТРДД по п. 7 или 8, отличающийся тем, что электронные элементы (магниты, электромагнитные катушки), расположенные на вращающихся частях двигателя, выполнены планарным способом на их внешних поверхностях.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателестроения. Пульсирующий газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, снабженный реактивными двигателями с компрессором на валу, и газовую турбину, посаженную коаксиально на вал ротора.

Способ организации рабочего процесса в непрерывно-детонационной камере сгорания турбореактивного двигателя включает двухступенчатое преобразование химической энергии топлива в полезную механическую работу и в кинетическую энергию реактивной струи.

Газотурбинный двигатель с пульсирующей работой содержит симметрично расположенные камеры сгорания с окнами входа и выхода над ними, прилегающие к торцу диска ротора.

Детонационный двигатель содержит первый и второй впуски, первое и второе сопла и сепаратор. Первый впуск имеет первый конец, соединенный по текучей среде с первой емкостью, и второй конец, соединенный по текучей среде с детонационным двигателем.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло.

Изобретение относится к бесклапанному многотрубному двигателю с импульсной детонацией. Двигатель содержит несколько детонационных труб, причем каждая детонационная труба имеет независимое разгрузочное выпускное отверстие, несколько детонационных труб соединены друг с другом в общем отверстии впуска воздушно-топливной смеси, при этом воздушно-топливная смесь детонирует в детонационных трубах одновременно, и общее отверстие впуска воздушно-топливной смеси минимизирует обратное давление, вызванное детонацией воздушно-топливной смеси, направляя несколько обратных ударных волн друг на друга, эффективно используя обратные давления как реактивные фронты друг для друга и эффективно снижая воздействие ударных волн, распространяющихся назад, в направлении вверх по потоку.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны.

Изобретение относится к области двигателей и движителей и может быть использовано для перемещений различных объектов, например летательных аппаратов, а также наземных или водных транспортных средств, в строительстве, при погрузоразгрузочных работах, в военной технике.

Изобретение относится к камерам сгорания прерывистого действия, таким как камеры пульсирующего горения для сжигания газообразных и жидких топлив, а также к камерам сгорания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей.

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к двигательному узлу для гибридного автомобиля. Технический результат заключается в повышении эффективности регулирования двигателя путем изменения сопротивления потока отработавших газов.

Изобретение относится к преобразователям энергии сгорания топлива в электрическую энергию. Техническим результатом является повышение эффективности преобразования.

Изобретение относится к энергетике. Энергетическая установка (100) содержит кожух (108) с первой секцией (I) кожуха и второй секцией (II) кожуха, причём генератор (110) переменного тока расположен в пределах первой секции (I) кожуха, а газовая турбина (120) расположена в пределах второй секции (II) кожуха.

Изобретение призвано улучшить характеристики при ускорении газогенератора газовой турбины за счет сокращения отборов электрической энергии, в частности, во время переходных фаз, чтобы сохранить достаточную границу помпажа рабочей кривой.

Изобретение относится к линейным ускорителям и может найти применение в качестве ускорителя элементарных микрочастиц, например молекул или атомов, лишенных заряда.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в автономных энергетических установках малой электрической мощности (до 100 кВт).

Энергетическая установка содержит турбодетандер, содержащий расширительную секцию, насосную секцию и двигательно-генераторную секцию, которые механически соединены с помощью вала.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности, турбодетандерная генераторная установка относится к генераторам электрической энергии с газотурбинным приводом и применяется в области газоснабжения для утилизации энергии потока сжатого природного газа.

Паротурбинный агрегат с электрогенератором содержит парообразующее устройство и турбину. В парообразующем устройстве - энергоаккумуляторе (1) размещен кольцеобразный нагревательный элемент (3) с поплавком (4) в виде кольца, удерживающим этот элемент на поверхности воды.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в автономных энергоустановках с высокоскоростными генераторами в летательных и космических аппаратах.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система, содержащая газовую турбину (23), первую нагрузку (71) и вторую нагрузку (72), приводимые в действие с помощью газовой турбины. Газовая турбина (23) содержит газогенератор (27), турбину (50) низкого давления и приводной вал (65), приводимый в действие турбиной (50) низкого давления. Приводной вал имеет первый конец (65Н), соединенный с возможностью передачи приводного усилия с первой нагрузкой, и второй конец (65С), соединенный с возможностью передачи приводного усилия со второй нагрузкой. Первая нагрузка и вторая нагрузки расположены на противоположных сторонах газовой турбины, при этом приводной вал (65) проходит в осевом направлении через газовую турбину от первого конца ко второму концу. Причём, первая нагрузка и вторая нагрузка содержат компрессор с вертикальным разъемом корпуса. Также представлен способ эксплуатации газотурбинной системы. Изобретение позволяет повысить КПД системы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Прямоточный турбореактивный детонационный двигатель состоит из входной части, средней части и выходной части. Во входную часть входят вентилятор и компрессор. В среднею часть входят устройство подачи топлива к участку смешения, участок смешения топлива с воздухом, система поджога горючей смеси и камера сгорания. В выходную часть входят турбина и выходное сопло, а также система подачи топлива, устройство крепления к наружному кожуху и система управления двигателем. Входная и выходная части выполнены в виде осесимметричных круглых пустотелых вращающихся конусов, связанных между собой через узкую среднюю часть своими узкими частями, имеющих лопатки, установленные на внутренних поверхностях конусов, не перекрывающие центральную часть канала полностью и образующие спирали, закрученные вокруг общей центральной оси канала. Входной конус с лопатками выполняет функции вентиляторакомпрессора, а выходной конус с лопатками - турбины и выходного сопла. Средняя часть и выходной конус объединены в одну целостную деталь. Устройство подачи топлива к участку смешения выполнено в виде центростремительного насоса. Система поджога, путем создания коротких высоковольтных электрических импульсов, обеспечивает горение горючей смеси в детонационном режиме. Вращающиеся части двигателя крепятся к наружному кожуху через подшипники, закрепленные на наружных поверхностях вращающихся частей. Изобретение направлено на обеспечение самостоятельного горизонтального старта и возможности изменениячередования скоростей в диапазонах от дозвуковых до гиперзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх