початок розділу Виробничі, аматорські радіоаматорські Авіамодельний, ракетомодельного Корисні, цікаві	хитрощі майстру електроніка фізика технології винаходи	таємниці космосу таємниці Землі таємниці Океану хитрощі Карта розділу
Використання матеріалів сайту дозволяється за умови посилання (для сайтів - гіперпосилання)

ВИНАХІД
Патент Російської Федерації RU2201518
Турбореактивних двигунів З Ежекторний наддувом

Ім'я заявника: Письмовий Володимир Леонідович
Ім'я винахідника: Письмовий Володимир Леонідович
Ім'я патентовласника: Письмовий Володимир Леонідович
Адреса для листування: 416506, Астраханська обл., М Ахтубинск-6, вул. Жуковського, 26, кв.54, В.Л. письмовою
Дата початку дії патенту: 2001.03.19

Турбореактивний двигун з ежекторним наддувом містить вхідний пристрій, компресор, турбіну, основну камеру згоряння, розташовану між компресором і турбіною, вихідний пристрій, газовий ежектор. Канал високого тиску газового ежектора закільцьованим через камеру змішування, дифузор і компресор, а канал низького тиску з одного боку з'єднаний з атмосферою, а з іншого боку - з компресором через камеру змішування і дифузор. Ступінь підвищення тиску в компресорі складає величину = 4 8, а коефіцієнт відбору повітря за компресором - величину K _отб = 0,15 0,25 витрати повітря через компресор. Винахід дозволяє підвищити тягу турбореактивного двигуна.

ОПИС ВИНАХОДИ

Винахід відноситься до авіадвигунобудівництва.

Відома газотурбінна установка, яка містить газовий ежектор, канал високого тиску якого закільцьованим через камеру змішання, і компресор низького тиску (Авторське свідоцтво СРСР +181449, МПК F 02 З 3/32, 1966 г.).

Відомий турбореактивний двигун, який має ежектор дожимання повітря, розташований між компресором і турбіною (Патент RU 2066777, МПК 7 F 02 К 3/08, 1996 г.).

Двигун через недостатню лобової тяги не може (без використання форсажній камери) застосовуватися на надзвукових швидкостях польоту.

Газотурбінна установка не створює реактивної сили.

Завданням, на вирішення якої спрямовано даний винахід, є підвищення тяги турбореактивного двигуна.

На надзвукових швидкостях польоту опір літального апарату зростає швидше, ніж тяга турбореактивних двигунів. Для збільшення тяги турбореактивні двигуни формують, спалюючи паливо за турбіною, що істотно погіршує їх економічність. Збільшити тягу турбореактивного двигуна, не погіршуючи його економічності, можна додатковим (незалежно від швидкісного напору) збільшенням витрати повітря через двигун.

Поставлена ​​задача вирішується за рахунок того, що в турбореактивних двигунів з ежекторним наддувом, що містить вхідний пристрій, компресор, турбіну, основну камеру згоряння, розташовану між компресором і турбіною, вихідний пристрій (надзвукове сопло), газовий ежектор, канал високого тиску якого закільцьованим через камеру змішання, дифузор і компресор, а канал низького тиску з одного боку з'єднаний з атмосферою, а з іншого боку з компресором через камеру змішування і дифузор, відповідно до винаходу ступінь підвищення тиску в компресорі складає величину = 4 8, а коефіцієнт відбору повітря за компресором - величину
До _отб = 0,15 0,25 витрати повітря через компресор.

Поставлена ​​задача вирішується і за рахунок того, що камера змішання газового ежектора виконана циліндричної.

Поставлена ​​задача вирішується і за рахунок того, що в каналі високого тиску газового ежектора встановлено перекривного пристрій.

Згідно винаходу на відомому турбореактивних двигунів встановлюється переразмеренним компресор зі ступенем стиснення = 4 8, надлишок продуктивності якого в кількості (15 25)% від витрати повітря через компресор використовується для наддуву двигуна звуковим газовим ежектором, канал високого тиску якого закільцьованим через камеру змішування, дифузор і компресор.

Суть винаходу полягає в тому, що при збільшенні швидкості польоту частка повітря, що відбирається у компресора на його наддув, зменшується, а частка повітря, що надходить в вихідний пристрій і бере участь у створенні реактивної сили, збільшується. При необхідності форсування тяги двигуна на надзвукових швидкостях польоту газовий ежектор відключається і все повітря, що проходить через компресор, надходить в газоповітряний тракт двигуна, забезпечуючи приріст тяги за рахунок згорання палива в основній камері згоряння.

Фиг.1 зображена схема турбореактивного двигуна з ежекторним наддувом

Турбореактивний двигун складається з вхідного пристрою 1, звукового газового ежектора 2, циліндричної камери змішання 3, дифузора 4, компресора 5, стрічки перепуску 6 (перекривного пристрій), основної камери згоряння 7, турбіни 8 реактивного сопла (вихідного пристрою) 9. При цьому канал високого тиску газового ежектора 2 закільцьованим через камеру змішування 3, дифузор 4 і компресор 5, а канал низького тиску з одного боку з'єднаний з атмосферою через вхідний пристрій 1, а з іншого боку - з компресором 5 через камеру змішування 3 і дифузор 4. Робота турбореактивного двигуна здійснюється наступним чином. Повітря з атмосфери через вхідний пристрій 1 надходить в камеру змішання 3, де змішується з високошвидкісним потоком, спливав з каналу високого тиску газового ежектора 2, і далі через дифузор 4 надходить в компресор 5 для стиснення. Стиснутий до заданого тиску повітря ділиться на два потоки. Перший потік надходить в основну камеру згоряння 7, куди одночасно через форсунки впорскується мелкораспиленное паливо. Утворився в результаті згоряння газ надходить на турбіну 8, яка приводить в обертання компресор 5. Вихід з турбіни газ розширюється в надзвуковому реактивному соплі 9 і закінчується в атмосферу, створюючи реактивну силу. Другий потік надходить в канал високого тиску газового ежектора 2 і далі через звукове пелюсткове сопло - в камеру змішання 3, де, як зазначалося раніше, перемішується з атмосферним повітрям, підвищуючи його температуру і тиск. У міру збільшення швидкості польоту частка другого потоку зменшується, що сприяє підвищенню витрати повітря через двигун і збільшення тяги. При необхідності форсування тяги двигуна стрічка перепуску 6 закривається (при одночасному розкритті соплового апарату турбіни 8) і все повітря, що проходить через компресор 5, надходить в реактивне сопло 9 двигуна. Фіг. 2 зображені висотно-швидкісні характеристики турбореактивних двигунів

Ступінь форсування турбореактивного двигуна з ежекторним наддувом (ТРДН) залежить від коефіцієнта відбору повітря за компресором 5 До _отб = G _відб / G _в (де G _відб - витрата відбирається повітря, G _в - витрата повітря через компресор 5), розрахункове значення якого становить величину 0,15 0,25 (при К _відб <0,15 ефект від застосування форсування незначний, при К _відб> 0,25 нагрівання повітря на вході в компресор неприпустимо великий). Оптимальні розрахункові значення ступеня підвищення тиску в компресорі 5 як показують теоретичні дослідження, знаходяться в області середніх ступенів підвищення тиску = 4 8. З достатньою для практичних цілей точністю може бути визначена як де Т * _г - температура газу перед турбіною.

На фіг. 2 показані висотно-швидкісні характеристики ТРДН з вихідними даними, Р _про = 10000 дан,
_o = 6, Т _го^* = 1600. До, До _отб = 0,2 (стрічка перепуску 6 закривається при М _п = 2), отримані за допомогою математичної моделі першого рівня. Тут же для порівняння показані характеристики форсованого турбореактивного двигуна (ТРДФ) з аналогічними вихідними даними (Т * _ф = 2000 К). Лобові розміри обох двигунів однакові (діаметр газового ежектора ТРДН відповідає діаметру форсажній камери ТРДФ).

З фіг. 2 видно, що в діапазоні швидкостей М _п = 2 2,5 (стрічка перепуску 6 закрита) ТРДН виграє у ТРДФ як по тязі, так і по питомій витраті палива, що найбільш об'єктивно відбивається в розходженні загальних ккд порівнюваних двигунів, що досягає, як це випливає з фиг.2, величини 10 12%. Отриманий результат має фізичне пояснення. Справа в тому, що при рівних мидель опір мережі ТРДН завжди (внаслідок більш низьких температур) менше опору мережі ТРДФ, що дозволяє ТРДН підтримувати до швидкостей М _п = 2 2,5 потрібну тягу не за рахунок швидкості витікання, а за рахунок витрати повітря. Останнє, як відомо, більш ефективно.

Ежекторний наддув турбореактивних двигунів, як показують теоретичні дослідження, дозволяє за рахунок збільшення маси двигуна і деякого погіршення його витратних характеристик на дозвукових швидкостях польоту знизити (по відношенню до ТРДФ) витрати палива на надзвукових (М _п = 2 2,5) крейсерських режимах польоту на 2 35%.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

1. Турбореактивний двигун з ежекторним наддувом, що містить вхідний пристрій, компресор, турбіну, основну камеру згоряння, розташовану між компресором і турбіною, вихідний пристрій, газовий ежектор, канал високого тиску якого закільцьованим через камеру змішування, дифузор і компресор, а канал низького тиску з одного боку з'єднаний з атмосферою через вхідний пристрій, а з іншого боку - з компресором через камеру змішування і дифузор, який відрізняється тим, що ступінь підвищення тиску в компресорі складає величину = 4 8, а коефіцієнт відбору повітря за компресором - величину
   До _отб = 0,1 0,25 витрати повітря через компресор.

2. Турбореактивний двигун з ежекторним наддувом по п. 1, який відрізняється тим, що камера змішання циліндрична.

3. Турбореактивний двигун з ежекторним наддувом по п. 1, який відрізняється тим, що в каналі високого тиску газового ежектора встановлено перекривного пристрій.

Версія для друку
Дата публікації 31.10.2006гг

НОВІ СТАТТІ ТА ПУБЛІКАЦІЇ
	Технологія виготовлення універсальних муфт для бесварочного, безрезьбовиє, бесфлянцевого з'єднання відрізків труб в трубопроводах високого тиску (мається відео)
	Технологія очищення нафти і нафтопродуктів
	Про можливість переміщення замкнутої механічної системи за рахунок внутрішніх сил
	Світіння рідини в тонких діелектричних каналох
	Взаємозв'язок між квантової і класичної механікою
	Міліметрові хвилі в медицині. Новий погляд. ММВ терапія
	магнітний двигун
	Джерело тепла на базі нососних агрегатів