Воздушно-реактивный двигатель

Воздушно-реактивный двигатель содержит насос подачи топлива, поджигатель, камеру сгорания и сопло. Корпус, ускорители потока и камера сгорания образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой. Изобретение направлено на снижение веса двигателя и уменьшение потребления топлива. 1 ил.

 

Предполагаемое изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в гражданской авиации и в энергетике. Известно устройство, (В.А. Кириллин, В.В. Сычев, А.Е. Шейндлин «ТЕХНИЧЕСКАЯ ТЕРМОДИНАМИКА». ЭНЕРГИЯ - Москва 1974 г с. 301-309. рис. 10-34 и рис. 10-37 - прототип) содержащее диффузор 1 в котором поток встречного воздуха сжимается до необходимого давления. Затем из диффузора поток поступает в камеру сгорания 2, где сгорает органическое топливо. Из камеры сгорания 2 высокотемпературный поток поступает в комбинированное сопло 3. Из сопла 3 поток выходит со скоростью превышающую сверхзвуковую скорость полета самолета. Известно, что тепловой коэффициент полезного действия прототипа равен:

η=1-1/β1-k=1-1/(РДВ)1-k

где β - степень сжатия воздуха в диффузоре.

РД - давление воздуха в диффузоре.

РВ - атмосферное давление,

k - адиабатический коэффициент газовой смеси. В прототипе для увеличения коэффициента полезного действия необходимо увеличивать скорость полета самолета и температуру потока. Данное устройство принято за прототип. Оно имеет ряд недостатков:

- работает устройство только при наличии встречного сверхзвукового потока воздуха;

- требует эффективную систему охлаждения двигателя;

- имеет высокое аэродинамическое местное сопротивление, которое создается диффузором;

- требует изменения геометрических размеров комбинированного сопла при изменении атмосферного давления.

Задачей предполагаемого изобретения является независимость работы двигателя от встречного потока воздуха.

Решение задачи заключается в том, что корпус, камера сгорания и ускорители потока образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой.

Предлагаемое устройство представлено на Фигуре 1. На фигуре изображен фронтальный разрез устройства. Устройство содержит корпус 1, воздушные камеры 2, ускорители потока 3 и камеру сгорания 4. Камера сгорания 4 содержит сопло 5 и поджигатель 6. На корпусе 1 установлены заслонки 7, а на внутренней поверхности корпуса 1, камеры сгорания 4 и ускорителях потока 3 установлена теплоизоляция 8. Топливные емкости 9 и 10 насосами 11 соединены с камерой сгорания 4. Устройство работает следующим образом. Углеродное топливо и водородсодержащий окислитель из бака 9 и 10 насосами 11 подаются в камеру сгорания 4. Поджигатель 6 инициирует химическую реакцию окисления углерода до углекислого газа и водорода. Химическая реакция создает в камере сгорания 4 высокое давление. В результате из сопла 5 газовый поток с критической скоростью поступает в воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления объем воздуха, регулируемый заслонкой 7, эжектируется из воздушной среды в первый ускоритель потока 3. Воздух, смешиваясь с продуктами химической реакции, окисляет водород до воды. В результате выделяется большое количество тепла, которое нагревает поток и доводит его скорость до критической. Затем нагретый поток поступает во вторую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления объем воздуха, регулируемый заслонкой 7, эжектируется во второй ускоритель потока 3 и так далее. В результате с увеличенной массой и пониженной температурой одноосны поток с критической скоростью поступает в атмосферу. Процесс охлаждения потока с увеличением массы идет до достижения атмосферного давления на выходе из двигателя. Согласно законам Ньютона тяга двигателя равна импульсу силы:

где m - секундная масса газового потока, покидающая двигатель;

w - критическая скорость потока на выходе из двигателя;

k - показатель адиабаты газовой смеси;

R0 - универсальная газовая постоянная;

Т - температура газовой смеси на выходе из двигателя;

μ - молекулярная масса газовой смеси.

Из формулы (1) следует, что наиболее эффективно увеличивать импульс силы можно за счет массы потока, а не термодинамических параметров смеси, которые имеют показатель степени 0,5. Например, увеличить тягу двигателя в два раза можно за счет увеличения в два раза массы потока или за счет увеличения температуры потока в четыре раза. В предлагаемом устройстве в отличие от прототипа сгорание топлива осуществляется в разных аппаратах. В камере сгорания 4 осуществляется реакция окисления углерода, а окисление водорода в ускорителях потока 3. В результате значительно снижается температура в зонах химической реакции, а это позволит повысить надежность и снизить вес двигателя за счет материалов с низкой плотностью. Использование полного перепада давления осуществляется за счет потерь давления в сопле 5 и в ускорителях потока 3 при критической скорости потока в каждом из них согласно формуле:

где n - количество ускорителей потока 3;

Рк - начальное давление в камере сгорания 4;

k - показатель адиабаты газовой смеси.

Например, в корпусе 1 установлены три воздушные камеры 2 и три ускорителя потока 3. В камере сгорания 4 углеродное топливо этилацетат C4H8O2 окисляется 65,385% водным раствором перекиси водорода Н2О2 согласно уравнению реакции:

4C4H8O2+8H2O2+8H2O=16CO2+32Н2.

В результате тепловой эффект реакции окисления углерода равен ΔН0=156776 кал, свободная энергия Гиббса ΔF0=-532000 кал. Давление при температуре 4040С в камере сгорания 4 равно 12,867⋅105 Па.

Молекулярная масса продуктов реакции 16 г/моль, показатель адиабаты принят 1,4, масса продуктов реакции 0,768 кг, а критическая скорость потока в сопле 5 равна W=702 м/с. Затем газовый поток поступает в первую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления из первой воздушной камеры 2 эжектируется 199 моль воздуха через заслонку 7 в первый ускоритель потока 3. Смешение реагентов с воздухом позволит в первом ускорителе потока 3 окислить водород согласно уравнению реакции:

16CO2+32Н2+42O2+157N2=16CO2+32H2O+26O2+157N2.

В результате окисления водорода суммарное теплосодержание потока будет равно ΣΔН0=2006312 кал, масса 6,508 кг, температура 10710С, молекулярная масса 28,2 г/моль и критическая скорость потока 745 м/с. Затем поток поступает во вторую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления из второй воздушной камеры 2 эжектируется 1011 моль воздуха во второй ускоритель потока 3.

После смешения поток с массой 35,664 кг, температурой 2270С и критической скоростью 450 м/с поступает в третью воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления в третий ускоритель потока 3 эжектируется 1847 моль воздуха. После смешения поток с массой 88,932 кг, темперой 940С и критической скоростью 385 м/с выбрасывается в атмосферу. Известно, что при движении тел в воздухе они преодолевают сопротивление, которое зависит от сил вязкого трения воздуха и формы тела. Например, в предлагаемом устройстве двигатель не содержит открытой полости ориентированной навстречу потоку, поэтому коэффициент местного сопротивления его профиля может быть равен 0,05-0,1. В прототипе двигатель содержит открытую полость диффузора ориентированную навстречу потоку. Такая конструкция имеет коэффициент местного сопротивления профиля не ниже 0,22. В результате затраты топлива в предлагаемом устройстве на преодолении местного сопротивления двигателя будут в 3,1 раза меньше чем в прототипе. Так же известно, что тяга двигателя прототипа равна:

где mB, mT - масса соответственно воздуха и топлива;

V1, V2 - скорость соответственно горячих газов и самолета.

Из соотношения (2) следует, что чем выше скорость самолета, тем ниже тяга его двигателей.

В предлагаемом устройстве при одномерном течении в ускорителях потока 3 тяга двигателя и кинетическая энергия потока при сжигании 4 молей этил ацетата C4H8O2 (352 г/с) с 8 моль перекиси водорода H2O2 (272 г/с) и 8 моль воды H2O (144 г/с) не зависит от скорости полета и будет равна:

Р=(mB+mT)⋅V1=88,932⋅385=34239Н.

Отношение полученной кинетической энергии потока к тепловой энергии химической реакции будет равно 0,7884.

Таким образом, за счет увеличения массы потока можно будет получить максимальную тягу двигателя за счет более полного использования теплосодержания химической реакции.

Предлагаемое устройство имеет неоспоримое преимущество по сравнению с прототипом:

- не требует ускорителя для начального разгона устройства;

- имеет высокое начальное давление в камере сгорания 4;

- имеет низкое местное сопротивление;

- имеет высокую надежность за счет невысокой температуры в зонах химической реакции;

- имеет высокий коэффициент полезного действия при 100% коэффициенте рекуперации тепловой энергии;

- двигатель не имеет дорогостоящих жаропрочных материалов и систем охлаждения;

- имеется возможность строить с низким весом высоконадежные и эффективные авиационные двигатели с минимальным потреблением топлива и практически неограниченным назначенным ресурсом.

Например, двухконтурный базовый турбореактивный двигатель Д-30 для самолета ТУ-134 имеет температуру газов 13160С, крейсерскую тягу 14500Н, удельный расход топлива 0,775 кг/кгс⋅ч, вес 1944 кг и назначенный ресурс работы 15000 ч. Предлагаемый двигатель с максимальной температурой газов 10710С и аналогичной тягой будет весить не более 350 кг при неограниченном назначенным ресурсом и удельным расходом топлива (углеродное топливо плюс окислитель) 0.3282 кг/кгс⋅ч.

Литература

1. С.Д. Бесков «ТЕХНО-ХИМИЧЕСКИЕ РАСЧЕТЫ» - Москва «ВЫСШАЯ ШКОЛА» - 1962, 468 с.

2. В.А. Кириллин, В.В. Сычев, А.Е. Шейндлин « ТЕХНИЧЕСКАЯ ТЕРМОДИНАМИКА» - «ЭНЕРГИЯ» Москва 1974, рис. 7-32, 232-258 с.

3. В.И. Калицун, В.С. Кедров и др. «ГИДРАВЛИКА, ВОДОСНАБЖЕНИЕ И КАНАЛИЗАЦИЯ» - Москва СТРОЙИЗДАТ 1980 стр. 45-48.

Воздушно-реактивный двигатель, содержащий насос подачи топлива, поджигатель, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что корпус, ускорители потока и камера сгорания образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов различного назначения, работающим на твердом топливе (например, синтетическом полимере). Способ организации детонационного горения пиролизных газов в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя, при котором для дросселирования реактивной тяги используется продувка реактора-пиролизера с гранулированным твердым топливом высокотемпературными или низкотемпературными газами из газогенератора.

Cверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигателе выполнен в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания.

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства. На гиперзвуковых скоростях полета (М>5) в проточную часть подается вода.

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых крылатых ракетах с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах.

Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, включающему детонационную камеру, и к летательному аппарату, содержащему такой прямоточный реактивно-воздушный двигатель.

Изобретение относится к гиперзвуковой авиации, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В передней части гиперзвукового летательного аппарата сформировано углубление, объем которого заполняется горючим газом через отверстия, распределенные по поверхности углубления.

Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства.

Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Воздушно-реактивный двигатель содержит насос подачи топлива, поджигатель, камеру сгорания и сопло. Корпус, ускорители потока и камера сгорания образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой. Изобретение направлено на снижение веса двигателя и уменьшение потребления топлива. 1 ил.

Наверх