СОПЛО
JET NOZZLE

Изобретение относится к области реактивной техники, конкретно к сопловому блоку как элементу конструкции двигателей, и может быть использовано при проектировании и изготовлении космических, ракетных и авиационных двигателей.
Известное сопло Лаваля (Р.Е.Соркин. Теория внутрикамерных процессов в ракетных системах на твердом топливе. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1983 г., стр.106) представляет собой насадок в виде трубы переменного сечения, соединенный с камерой сгорания, и предназначено для преобразования дозвукового потока продуктов сгорания на входе в сопло в сверхзвуковой на выходе.
Применение сопла Лаваля в реактивных двигателях позволяет получить реактивную силу в совокупности с элементами конструкции камеры сгорания, при этом до 30% от величины реактивной силы возникает в сопле Лаваля в зависимости от степени расширения раструба. Таким образом, сопло Лаваля не только преобразует потенциальную энергию рабочего тела в кинетическую, но и создает реактивную силу.
Величина реактивной силы двигателя определяется секундно-массовым расходом рабочего тела, что требует больших запасов топлива, особенно для получения больших величин. Применения сопла Лаваля на авиационных турбореактивных двигателях приводит не только к большому запасу топлива на борту самолета, но, учитывая современное развитие самолетостроения, не обеспечивает необходимого увеличения тяги.
Наиболее близким аналогом изобретения является сопло, представляющее собой кольцевую камеру без заднего днища с передней силовой стенкой, причем кольцевая камера соосно закреплена на наружной поверхности камеры сгорания и соединена с ней (DE 1238724 A, МПК F02K 3/073, 1967). Такому соплу также присущи указанные выше недостатки.
Задачей изобретения является увеличение тяги вышеуказанных двигателей, в том числе и авиационных.
Указанная задача решается тем, что сопло представляет собой кольцевую камеру без заднего днища с передней силовой стенкой, причем кольцевая камера соосно закреплена на наружной поверхности камеры сгорания и соединена с ней, в сопле в соответствии с предложенным изобретением кольцевая камера имеет постоянное проходное сечение и соединена с камерой сгорания с помощью соединительного устройства, например патрубков, силовая стенка выполнена в виде полутора, а ось проходного сечения каждого из патрубков направлена к силовой стенке через центр полуокружности, образующей полутор.
Предлагаемое сопло иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1, 2. На фиг.1 показана схема общего вида; на фиг.2 - схема взаимосвязей узлов сопла и кольцевой камеры сгорания авиационного турбореактивного двигателя.
Сопло представляет собой кольцевую камеру (2) с передней силовой стенкой (1), выполненной в виде полутора, без заднего днища, соосно закрепленную на наружной поверхности камеры сгорания (5) двигателя и соединенную с ней. Сопло соединено с камерой сгорания с помощью соединительного устройства, например патрубков (3), расположенных по периметру камеры сгорания, причем ось каждого из которых направлена под определенным углом к силовой стенке.
Расположенные по периметру камеры сгорания патрубки должны организовывать равномерное заполнение сопла продуктами сгорания топлива, истекающими из камеры сгорания. Достигается это числом патрубков и их расположением в зависимости от величины секундного расхода рабочего тела и величиной их проходных сечений.
В качестве внутренней поверхности кольцевой камеры сопла может быть использована, например, силовая оболочка камеры сгорания двигателя. Поскольку продукты сгорания топлива имеют высокую температуру, то для обеспечения работоспособности сопла необходимо внутреннюю поверхность кольцевой камеры теплоизолировать, а в патрубках предусмотреть, например, вкладыши (4), изготовленные из эрозионно стойкого материала, например графитового.
Для создания тяги двигателя необязательно, чтобы рабочее тело в полном объеме поступало из камеры сгорания в сопло, часть рабочего тела можно использовать для других целей.
Эксперименты, проведенные на модельном двухкамерном РДТТ, подтвердили возможность получения увеличения тяги.
На примере авиационного турбореактивного двигателя рассмотрим возможность применения данного изобретения. Наиболее перспективными авиационными турбореактивными двигателями являются двигатели с кольцевой камерой сгорания: ПС-90А; АЛ-31Ф; PW-2000 (Двигатели 1944-2000 (Авиационные, ракетные, морские, промышленные». М.: АКС-Конверсалт-2000)).
При сохранении величины рабочего давления в кольцевой камере сгорания (6) часть рабочего тела направляется на лопатки турбин (в объеме, необходимом для обеспечения рабочего цикла турбина - компрессор), а остальная часть - в сопло через патрубки (5), расположенные по периметру кольцевой камеры сгорания.
Как видно из приведенной схемы доработки авиационного турбореактивного двигателя, изменения касаются лишь кольцевой камеры сгорания и в малых объемах, а увеличение тяги позволит еще и снизить требования к турбинам, что увеличит ресурс работы двигателя и приведет к уменьшению расхода топлива и уровня шума.