СПОСОБ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
OPERATION OF AIRCRAFT GAS TURBINE AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к области энергетики, а именно к авиадвигателестроению.
Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле [Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.1, 2. М.: «Машиностроение» 1978].
Недостатком рассмотренного способа работы авиационного двигателя является то, что в нем не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения.
Известен способ работы газодинамического лазера, включающий в себя процессы получения высокого давления, подвода энергии в камере сгорания, расширения на неподвижных сверхзвуковых соплах, генерации когерентного излучения через оптический резонатор и процесс выхлопа [Лосев С.А. Газодинамические лазеры. Главная редакция физико-математической литературы. «Наука», М., 1977, 336 с. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http:/Avww.radiodekan.ru/Kurs/Laser/40/.
Недостатком известных газодинамических лазеров является то, что они чрезвычайно энергозатратны (полезно используются 2-3% от 100% подводимой энергии) и имеют высокие весогабаритные показатели, что ведет к снижению эффективности их в целом.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства его осуществляющего является классический способ работы авиационного ГТД (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983 г., 217 с.), включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле.
Недостатком известного способа работы авиационного двигателя и устройства для его реализации является то, что в нем также не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения, ведущая к снижению качества эффективности способа работы, а также и к сужению области применения его с одновременным снижением функциональных возможностей устройства его осуществляющего.
Решаемой технической задачей изобретения является создание качественно нового способа работы авиационного газотурбинного двигателя с одновременным расширением функциональных возможностей устройства его реализующего.
Техническая задача достигается тем, что в способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения рабочего тела на турбинах и реактивном сопле, - процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения.
Техническая задача достигается тем, что в устройстве, осуществляющем изложенный способ, включающем компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, введена пара бочкообразных резонаторов (внутренний и наружный) с полупрозразным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания, причем рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, далее по потоку газа установлены обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания.
Для пояснения технической сущности рассмотрим фиг.1, где показан определяющий фрагмент авиационного двигателя, интегрированного с газодинамическим лазером.
Здесь: сопловой аппарат турбины высокого давления - 1, рабочее колесо турбины высокого давления - 2, бочкообразный резонатор - 3 (состоит из двух концентрических систем, внутренней - 4 и наружной - 5). В наружной части
резонатора находится полупрозрачный сегмент (не показано). Система также включает прицельное зеркало 6, абтюратор - 7, турбину активного облопачивания - 8, реактивное сопло - 9.
2
2
2
2
2
Работа системы. Рабочее тело турбореактивного двигателя поступает после камеры сгорания (не показана) на сопловые лопатки каскада высокого давления - 1, далее на рабочее колесо каскада высокого давления - 2. Последние спроектированы на реактивность порядка ρ=0,9-1,0 и выполнены в виде последовательностей сопел Лаваля. Минимальное сечение рабочих лопаток находится в районе входной кромки. Выход потока из рабочего колеса существенно сверхзвуковой. Наличие в продуктах сгорания (прежде всего) углекислого газа CO дает возможность (в условиях сверхзвукового потока) созданию инверсии населенности. Запас энергии в потоке газа сосредоточен в молекулах азота, а взаимодействуют с электромагнитным полем молекулы CO. За время движения газа между резонаторами 4 и 5 энергия от N переходит к молекулам CO, а те в свою очередь отдают ее электромагнитному полю. В силу относительно большего времени жизни верхнего энергетического уровня молекул CO и малого времени прохождения газа через сопло населенность этого уровня сохраняется на значительных (до 1 м) расстояниях от сопла. Время жизни нижнего энергетического уровня значительно меньше и его населенность быстро падает и, практически, исчезает уже на расстоянии 3 см от сопла. Это приводит к тому, что инверсия населенности возникает уже на расстоянии 1 см от сопла и сохраняется по направлению потока газа на протяженности до 1 м (в зависимости от скорости истечения). См. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http://vvww.radiodekan.ru/KursA.aser/40/.
Сгенерированный в бочкообразном резонаторе 3 (между наружным резонатором - 5 и внутренним - 4) луч поступает через полупрозрачный сегмент наружного бочкообразного резонатора - 5 на прицельное зеркало - 6 и далее на очаг поражения. Само рабочее тело после резонатора и абтюратора - 7 последовательно поступает на биротативное колесо активного облопачивания - 8 и реактивное сопло 9. Абтюратор - 7 при продольном перемещении с перекрышей зеркал служит для включения и выключения способности генерирования излучения в процессе работы двигателя.
2
Циркуляционная мощность на каскаде высокого давления современного авиационного двигателя достигает 20 МВт. При коэффициенте избытка воздуха α=2, содержание в продуктах сгорания CO составит порядка ~ 7,5%. В этих условиях можно принять кпд ГДЛ будет равен 1% от энергии всей смеси. Тогда мощность излучения составит 20000 кВт*0,01=200 кВт. Многие практические задачи применения боевого лазерного оружия вполне достижимы при мощности 25-50 кВт.
В варианте исполнения сопловой аппарат - 1 может отсутствовать. В последнем случае турбина высокого давления будет работать с реактивностью, равной единице (ρ=1,0).
Для технико-экономической оценки укажем, что по сравнению с известными аналогами создание нового «Способа работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства для его осуществления» благодаря интегрированной системе авиационного двигателя с газодинамическим лазером дает возможность получить новое качество для авиадвигателей нового поколения, которое позволит, при необходимости, практически без падения тяги (мощности) силовой установки летательного аппарата моментально приобрести дополнительную возможность, свойственную газодинамическому лазеру, а именно одновременно расширить функциональные возможности устройства.
Не исключается использование системы на вертолетах и на танках, имеющих привод от газотурбинных двигателей (http://wvvw.3dnevvs.ru/news/boevoi 100 kvt lazer northrop grumman pochti portativni i/). Здесь преодолен 100 кВт барьер, который традиционно считался принципиальным рубежом для достижения "оружейного" уровня мощности высокоэнергетических лазеров.