ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ВИНТОВЫМИ ТУРБИНАМИ И КОМБИНИРОВАННОЙ ТЕРМОКАМЕРОЙ СГОРАНИЯ
TURBOJET ENGINE WITH PROPELLER TURBINES AND A COMBINED THERMAL COMBUSTION CHAMBER

Изобретение относится к гидро-авиационной технике, в частности к турбореактивным двигателям и может быть использовано для создания аппаратов, способных перемещаться одновременно в водной среде, в воздухе и в условиях космического пространства.
Известен турбореактивный двигатель, содержащий корпус с коаксиально размещенными в нем наружном валом, средним валом и внутреннем валом, с размещенными на них компрессорам и турбинами (RU2665823, опубл.: 04.09.2018). Недостатком известного двигателя является высокий расход топлива.
Наиболее близким аналогом является турбореактивный двигатель (патент RU2704502, опубл.: 29.10.2019.), характеризующийся тем, что содержит корпус с размещенными в нем компрессором высокого давления, соединенным через наружный вал с турбиной высокого давления, компрессором высокого давления, установленным на среднем валу и соединенным с турбиной высокого давления, компрессором низкого давления, соединенным через внутренний вал с турбиной низкого давления, при этом на наружном валу расположен основной генератор переменного тока, имеющий генератор подмагничивания и генератор переменного тока электромагнитной муфты с якорем, сообщенные с осью редуктора, причем внутри корпуса расположена камера сгорания, содержащая с одной стороны воздухозаборную камеру, кольцевую камеру с кольцевым нагревательным элементом, установленным на керамических перегородках, а с другой стороны кольцевая камера соединена каналом с ребрами жесткости с жаровой камерой, причем на канале и ребрах установлены форсунки с электродами, внутри воздуховода расположен конденсатор и компрессор системы охлаждения, а с внешней стороны воздуховода установлен редуктор. Техническим результатом прототипа является повышение мощности турбореактивного двигателя, снижение расхода топлива.
Технической проблемой прототипа является ограничение его работы только в условиях атмосферы.
Задачей изобретения является устранение указанной технической проблемы.
Техническим результатом изобретения при сохранении повышенной мощности турбореактивного двигателя и снижении расхода топлива как в прототипе является обеспечение возможности работы двигателя в условиях вне атмосферы Земли (в космическом пространстве), что снимает ограничение по набору высоту для самолета. Кроме того, обеспечивается возможность работы двигателя в условиях водной среды.
Указанный технический результат достигается за счет того, что заявлен турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что содержит корпус двигателя, турбины компрессора и турбину высокого давления, которые расположены на подшипниках скольжения, на наружном валу расположен основной генератор переменного тока, имеющий генератор подмагничивания и генератор переменного тока электромагнитной муфты с якорем, сообщенные с осью редуктора, причем внутри корпуса расположена комбинированная термокамера, имеющая камеру сгорания, воздухозаборную камеру, камеру нагрева воздуха с нагревательным элементом, установленным на керамических перегородках, причем на канале установлены форсунки с электродами, внутри воздуховода расположен конденсатор и компрессор системы охлаждения, а с внешней стороны воздуховода установлен редуктор, отличающийся тем, что термокамера дополнительно содержит ракетные двигатели, работающие на жидком ракетном топливе; внутри воздухозаборной камеры расположен обтекатель, закрепленный силовыми перегородками с ней, а внутри обтекателя размещен пневмоцилиндр, соединенный трубопроводом с воздушной магистралью; воздухозаборная камера соединена силовыми ребрами жесткости с камерой нагрева воздуха, а также каналом, внутри которого расположен демпфер, ограничивающий поток воздуха, попадающий с винтовой турбины компрессора в воздухозаборную камеру; на камере нагрева воздуха установлен обратный клапан, который соединен трубопроводом с электроклапаном воздушной магистрали; камера сгорания состоит из внешнего кожуха (рубашки), подведенного к выходу из канала, а на выходе канала и внутри рубашки камеры сгорания расположено расширяющееся сопло, по уширенному краю которого закреплены тугоплавкие кольца разного диаметра, закрепленные друг к другу; выход камеры сгорания направлен на полые лопатки турбины высокого давления; между камерой сгорания и камерой нагрева воздуха выполнен канал, внутри которого установлена лопатка.
Предпочтительно, система охлаждения турбины высокого давления содержит:
- полость, расположенную на турбине высокого давления, где полость соединена с полыми лопатками, расположенными на турбине высокого давления;
- расположенный внутри полости наружный испаритель, соединенный трубопроводом с внутренним испарителем, расположенным в баке, внутри которого залита незамерзающая жидкость;
- внутренний испаритель, который соединен трубопроводом с конденсатором;
- конденсатор, расположенный в полости внутри корпуса двигателя;
- решетку, закрепленную снаружи полости;
- соединение трубопроводом конденсатора с компрессором, расположенным на редукторе.
Предпочтительно, внутри якоря расположены электромагнитные катушки, соединенные с кремниевым трехфазным мостом, расположенным на алюминиевом радиаторе охлаждения, имеющим постоянный магнит датчика скорости и сам датчик скорости.
Предпочтительно, кремниевый трехфазный мост соединен с трехфазным генератором переменного тока электромагнитной муфты.
Краткое описание чертежей
На Фиг.1 показан продольный разрез турбореактивного двигателя.
На Фиг.2 показан частичный продольный разрез турбореактивного двигателя системы охлаждения турбины высокого давления.
На Фиг.3 показан поперечного разреза турбореактивного двигателя со стороны комбинированной камеры сгорания.
На Фиг.4 показан частичный продольный разрез термокамеры сгорания.
На Фиг.5 показан поперечный разрез канала камеры сгорания.
На Фиг.6 показан поперечный разрез термокамеры сгорания.
На Фиг.7 показан частичный продольный разрез термокамеры, где в обтекателе цилиндр без давления.
На Фиг.8 показан частичный продольный разрез термокамеры, где в обтекателе цилиндр под давлением.
На Фиг.9 показан продольный разрез электромагнитной муфты.
На чертежах: 1 - корпус двигателя, 2 - вал двигателя, 3 - винтовая турбина компрессора, 4 - турбина высокого давления, 5 - винтовая турбина низкого давления, 6 - несколько подшипников скольжения, 7 - ребра жесткости на корпусе, 8 - якорь электромагнитной муфты, 9 - подшипники скольжения якоря, 10 - электромагнитные катушки, 11 - кремниевый трехфазный мост, 12 - алюминиевый радиатор охлаждения, 13 - постоянный магнит датчика, 14 - датчик скорости, 15 - генератор электромагнитной муфты, 16 - основной генератор, 17 - дополнительный не контактный генератор подмагничивания, 18 - стартер переменного тока, 19 - полость внутри турбины высокого давления, 20 - наружный испаритель, 21 - внутренний испаритель, 22 - бак с незамерзающей жидкостью, 23 - лопатки полые, 24 - трубопровод испарителя, 25 - конденсатор, 26 - полость внутри корпуса, 27 - решетка на полости, 28 - компрессор системы охлаждения, 29 - редуктор двигателя, 30 - ось редуктора, 31 - шестеренка на оси редуктора, 32 - угловая шестеренка, 33 - подшипник скольжения на оси, 34 - ракетный двигатель, 35 - насос ракетного топлива, 36 - воздухозаборная камера, 37 - обтекатель, 38 - перегородки силовые, 39 - пневмоцилиндр, 40 - трубопровод пневмоцилиндра, 41 - силовые ребра, 42 - камера нагрева воздуха, 43 - канал между воздушной камерой и камерой нагрева воздуха, 44 - демпфер, 45 - экран, 46 - обратный клапан, 47 - трубопровод обратного клапана, 48 - камера сгорания, 49 - направляющая лопатка, 50 - канал между камерой сгорания и камерой нагрева воздуха, 51 - силовые ребра, соединяющие камеру нагрева воздуха с камерой сгорания, 52 - форсунки, 53 - электронагревательный элемент, 54 - провод нихром, 55 - керамические перегородки, 56 - отверстия в керамических перегородках, 57 - тугоплавкие кольца, 58 - провод высокого напряжения, 59 - иглы в форсунках, 60 - топливные насосы, 61 - трубопровод топлива из магистрали борта самолета, 62 - поршень цилиндра.
Осуществление изобретения
Турбореактивный двигатель содержит корпус 1 двигателя, внутри которого расположен вал 2, на котором расположены турбины, а именно: винтовая турбина 3 компрессора, турбина 4 высокого давления, а также винтовая турбина 5 низкого давления.
На валу 2, где расположены турбины 3, 4, 5, также расположены подшипники 6 скольжения, соединенные с ребрами жесткости 7 и с корпусом 1 двигателя. Кроме того, на валу 2 расположена электромагнитная муфта, состоящая из подвижного якоря 8, расположенного на подшипниках 9 скольжения. Внутри вращающегося якоря 8 расположены электромагнитные катушки 10, соединенные с кремниевым трехфазным мостом 11, расположенным на алюминиевом радиаторе 12 охлаждения. Также, на радиаторе охлаждения 12 расположен постоянный магнит 13 датчика 14 скорости и сам датчик 14 скорости.
Кремниевый трехфазный мост 11 соединен с трехфазным генератором 15 переменного тока электромагнитной муфты, а также на валу 2 расположен основной генератор 16 переменного тока, состоящий из дополнительных не контактных генераторов 17 подмагничивания, а также на валу 2 расположен стартер 18 переменного тока, запускающий двигатель в работу.
На наружном валу 2 размещена турбина 4 высокого давления, на которой имеется полость 19, внутри которой расположен наружный испаритель 20, соединенный с внутренним испарителем 21, расположенным в баке 22, внутри которого залита незамерзающая жидкость системы охлаждения турбины 4 высокого давления.
Состав системы охлаждения турбины высокого давления:
- полость 19, расположенную на турбине 4, где полость 19 соединена с полыми лопатками 23, расположенными на турбине 4 высокого давления;
- внутри полости 19 расположен наружный испаритель 20, соединенный трубопроводом 24 с внутренним испарителем 21, расположенным в баке 22, внутри которого залита незамерзающая жидкость;
- внутренний испаритель 21 соединен трубопроводом с конденсатором 25 (данный трубопровод на чертежах не показан);
- конденсатор 25 расположен в полости 26 внутри корпуса 1 двигателя;
- снаружи полости 19 закреплена решетка 27, позволяющая полностью охлаждать всю поверхность трубок конденсатора 25;
- конденсатор 25 соединен трубопроводом с компрессором 28 (данный трубопровод на чертежах не показан), расположенным на редукторе 29 турбореактивного двигателя.
Редуктор 29 расположенный снизу на корпусе 1 турбореактивного двигателя имеет соединения с вращающейся осью 30, на которой расположена вращающаяся шестеренка 31, имеющая связь с вращающейся угловой шестеренкой 31, расположенной на якоре 8 электромагнитной муфты. На вращающейся оси 30 редуктора 29 также расположен подшипник 33 скольжения.
Внутри турбореактивного двигателя и снаружи основного генератора 16 расположены комбинированные термокамеры сгорания, содержащие ракетные двигатели 34, работающие на жидком ракетном топливе. В качестве ракетных двигателей могут использоваться, например, ракетный двигатель РД-18. Топливо с помощью насосов 35 подается из топливной магистрали борта самолета на каждый ракетный двигатель 34.
Каждая термокамера сгорания имеет воздухозаборную камеру 36, внутри которой расположен обтекатель 37, закрепленный силовыми перегородками 38 с воздухозаборной камерой 36. Внутри обтекателя 37 размещен пневмоцилиндр 39, соединенный трубопроводом 40 с воздушной магистралью борта самолета. Воздухозаборная камера 36 соединена силовыми ребрами 41 жесткости с камерой 42 нагрева воздуха, а также каналом 43, внутри которого расположен демпфер 44, ограничивающий поток воздуха, попадающий с винтовой турбины 3 компрессора в воздухозаборную камеру 36. Затем, воздух, проходя через демпфер 44 попадает в камеру нагрева воздуха 42 на экран 45, где перераспределяется по поверхности камеры нагрева воздуха 42. На каждой камере нагрева воздуха 42 имеется рядом с силовыми ребрами 41 жесткости обратный клапан 46, который соединен трубопроводом 47 с электроклапаном воздушной магистрали борта самолета (на чертежах не показан).
Из воздушной магистрали борта самолета воздух по трубопроводу 47 подается в обратный клапан 46, затем в камеру нагрева воздуха 42 для того, чтобы не могла попасть жидкость в нагревательную камеру 42 со стороны камеры 48 сгорания по лопатке 49, расположенной в канале 50, который имеется между камерой сгорания 48 и камерой нагрева воздуха 42. Камера нагрева воздуха 42 закреплена силовыми ребрами 51 с камерой 48 сгорания, на силовых ребрах расположены форсунки 52.
Воздух, направленный от винтовых турбин 3 компрессора попадает в воздухозаборную камеру 36, внутри которой расположен обтекатель 37. Затем, воздух направленно проходит через демпфер 44 и направляется на экран 45, где распределяется по поверхности внутри камеры нагрева воздуха 42. Проходя через нагревательный элемент 53, на котором сверху намотан провод 54 нихром, воздух нагревается, затем, уже нагретый воздух проходит через керамические перегородки 55, где имеются отверстия 56. После чего нагретый воздух попадает в канал 50, внутри которого расположена лопатка 49.
Лопатка 49 направляет горячий воздух на форсунки 52, где происходит возгорание топлива. Горящее пламя, объединенное с горячим воздухом, из камеры нагрева воздуха 42 многократно увеличивает температуру потока, идущего из камеры сгорания 48. Камера сгорания 48 состоит из внешнего кожуха (рубашки), подведенного к выходу из канала 50, а на выходе канала 50 и внутри рубашки камеры сгорания 48 расположено расширяющееся сопло, по уширенному краю которого закреплены тугоплавкие кольца 57 разного диаметра, закрепленные друг к другу. Этот поток горящего пламени, идущий из камеры 48, направлен на полые лопатки 23 турбины 4 высокого давления.
Принцип работы турбореактивного двигателя состоит в следующем.
Пилот, находящийся в кабине борта самолета, дает команду с пульта управления на запуск в работу светосигнального табло, центрального светосигнального огня. Сигнал на запуск турбореактивного двигателя с пульта управления поступает на блок преобразований и вычислений (БПВ), далее сигнал поступает на мультиплексный канал информационного обмена (МКИО), далее сигнал поступает на блок системы запуска управления и контроля силовой установкой. После чего сигнал поступает на блок системы запуска и управлением вспомогательной силовой установки, и начинает работать вспомогательная силовая установка (ВСУ) на борту самолета. Работает система электроснабжения.
Команда на запуск двигателя поступает с бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) на силовой блок управления запуска двигателя. Напряжение поступает на генератор-преобразователь, в котором оно преобразуется в высокое трехфазное переменное напряжение 208 вольт с частотой 400 герц. Это напряжение поступает на статор 18 электродвигателя-стартера.
Электродвигатель-стартер начинает вращать наружный вал 2, на котором расположены все турбины: винтовая турбина компрессора 3, турбина высокого давления 4, винтовая турбина низкого давления 5. Одновременно вращаются роторы основного генератора 16, роторы генераторов подмагничивания 17, ротор 15 генератора электромагнитной муфты.
Поток воздуха поступает в воздухозаборную камеру 36 на обтекатель 37 в канал 43, где расположен демпфер 44. Воздух, проходя через отверстие демпфера 44 с уменьшенным давлением направлен в камеру нагрева воздуха 42 на экран 45, где поток воздуха равномерно распределяется по поверхности камеры нагрева воздуха 42. Одновременно с электродвигателем стартером 18 с генератора-преобразователя переменное напряжение поступает в камеру нагрева воздуха 42 на электронагревательные элементы 53. Электронагревательные элементы 53 нагревают поток холодного воздуха, поступающего из воздухозаборных камер 36 в камеру нагрева воздуха 42.
Нагретый электронагревательными элементами 53 воздух в камере нагрева воздуха 42 проходит через керамические перегородки 55, в которых имеются отверстия 56, через которые в канал 50 на направляющую лопатку 49, расположенную на выходе из камеры нагрева воздуха 42.
Одновременно, переменное напряжение с генератора-преобразователя поступает на блок высокого напряжения, где преобразуется из переменного в постоянное на уровне 5000 вольт. После чего это высокое постоянное напряжение поступает по проводам 58 на все иглы 59 форсунок 60. Между иглами 59 и направляющей лопаткой 49 образуется дуга высокого напряжения.
Одновременно работают топливные насосы 60 борта самолета, подающие топливо из топливной магистрали по трубопроводу 61 на все форсунки 52 камеры нагрева воздуха 42 турбореактивного двигателя. Все форсунки 52 выполнены из электроизоляционного материала.
Топливо, поступающее по трубопроводу 61 в форсунки 52, возгорается на направляющей лопатке 49 в канале 50, куда также одновременно поступает и горячий поток воздуха с электронагревательных элементов 53 камеры нагрева воздуха 42. Горячий воздух объединяется с горящим топливом и по каналу 50 поступает в камеру сгорания 48. Тугоплавкие кольца 57, расположенные внутри камеры сгорания 48, препятствуют разрушению рубашки камеры сгорания 48 и защищают ее от перепадов высокой температуры.
Горящее пламя и горячий воздух из камеры сгорания 48 подается на полые лопатки 23 турбины 4 высокого давления, что приводит ее к самостоятельному усиленному вращению. Вращающаяся турбина 4 высокого давления начинает вращать вал 2, на котором расположены винтовые турбины 3 компрессора и турбина 5 низкого давления. Одновременно на вращающемся валу 2 вращаются роторы основного генератора 16, роторы генераторов подмагничивания 17, а также ротор 15 генератора электромагнитной муфты, одновременно с которым вращается радиатор 12 с кремниевым трехфазным мостом 11. На радиаторе 12 расположен постоянный магнит 13 датчика скорости 14. Во время вращения постоянного магнита 13 на датчике скорости 14 образуется сигнал, поступающий на БЦВМ. С БЦВМ сигнал поступает на силовой блок управления, а с него напряжение поступает на стартер генератора 15 электромагнитной муфты.
На роторе электромагнитной муфты в обмотке образуется напряжение переменного тока, которое поступает на трехфазный кремниевый мост, где преобразуется в постоянное напряжение и подается на катушки 10 электромагнитной муфты. Между катушек 10 и якорем 8 электромагнитной муфты образуется электромагнитное поле, приводящее якорь 8 во вращение, который приводит в работу механический редуктор 29. Под действие редуктора 29 начинают работать топливные насосы 35 жидкого ракетного топлива для работы ракетных двигателей 34, а также топливные насосы 60, подающие топливо из бортовой магистрали самолета на форсунки 52.
На механическом редукторе 29 работает компрессор 28 системы охлаждения турбины 4. В процессе работы компрессора 28 засасываются пары фреона, сжимаются и нагнетаются в конденсаторе 25, расположенном в полой части 26 корпуса 1 рядом с баком 22 с незамерзающей жидкостью, охлаждающим радиальный зазор между корпусом бака 22 и полыми лопатками 58 турбины высокого давления 4.
Сверху в полой части 26 корпуса внутри двигателя расположена решетка 27 для обдува конденсатора 25 потоком холодного воздуха (см. Фиг.2).
В конденсаторе 25 горячие пары фреона охлаждаются воздухом, после чего переходят в жидкое состояние. Жидкий фреон под давлением нагнетается и поступает в капиллярную трубку, а через нее - во внутренний испаритель 21, расположенный в баке 22 с незамерзающей жидкостью, служащим для охлаждения радиального зазора между корпусом бака 22 и полыми лопатками 58 турбины высокого давления 4. Внутри полости 19 турбины высокого давления 4 имеется внешний испаритель 20, соединенный трубопроводом 24 с внутренним испарителем. Таким образом, в испарителях образуется давление, которое ниже, чем в конденсаторе 25. Поэтому, поступающий жидкий фреон испаряется, отнимая тепло от стенок испарителей 20 и 21 и соприкасающегося с ними воздуха в полости турбины высокого давления 4, а также в баке 22 с незамерзающей жидкостью.
Пары фреона из испарителей нагнетаются в компрессор 28 и цикл повторяется.
Эта система охлаждения позволяет увеличить мощность турбореактивного двигателя, а также продлить ресурс турбины высокого давления 4 и самого турбореактивного двигателя, который работает самостоятельно. Отключается лишь электродвигатель-стартер 18.
Принцип работы двигателя в водной среде заключается в следующем.
На борту самолета, где установлен заявленный двигатель, имеются датчики погружения в воду, которые могут подавать сигнал в кабину пилота на БЦВМ. БЦВМ подает сигнал на силовой блок управления, который отключает камеру нагрева воздуха 42 и срабатывает электроклапан воздушной магистрали борта самолета, и воздух под давлением поступает в пневмоцилиндр 39, находящийся в воздухозаборной камере 36 в обтекателе 37.
В процессе работы пневмоцилиндра 39 его поршень 62 закрывает демпфер 44, чтобы жидкость не могла попасть в камеру нагрева воздуха 42.
Одновременно воздух под давлением подается по трубопроводу 47 в обратный клапан 46 для заполнения воздухом камеры нагрева воздуха 42, что также препятствует попаданию жидкости в камеру нагрева воздуха 42.
В процессе работы ракетных двигателей 34 поток ракетного пламени, направленный на лопатки 23 турбины 4 высокого давления, обеспечивает стабильную работу двигателя в водной среде.
В целом, заявленное исполнение термокамеры сгорания позволяет работать двигателю над предкосмических высотах, где отсутствует кислород.
Так, самолет, выйдя за пределы атмосферы на высоты от 40 км и выше, переключается на работу с использованием только ракетных двигателей 34, что позволяет турбореактивному двигателю работать в космическом пространстве, а это снимает ограничение на набор высоты на самолете.