Результат интеллектуальной деятельности: Гиперзвуковой турбореактивный двигатель

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике и может быть применено при создании двигателей высокоскоростных летательных аппаратов в качестве их основной двигательной установки.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) (см., например, «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. (Основы теории)», Р.И. Курзинер. - М.: Машиностроение, 1977. - 212 с.), который имеет в своем составе воздухозаборник, совмещенный с устройством сжатия, камеру сгорания и сопло. Недостатком ГПВРД является то, что для его функционирования необходимо двигаться с большими сверхзвуковыми скоростями.

Для достижения скоростей функционирования ГПВРД необходимо применять дополнительный ТРД на одном летательном аппарате (ЛА) или в составе разгонной ступени. Это приводит к существенному росту массы, сложности и стоимости разработки, создания и эксплуатации ЛА или ракетно-космического комплекса при одновременном снижении их надежности.

Известен ТРД, описанный в статье Vladimir Balepin and Glenn Liston. "The Steam Jet - Mach 6+ turbine engine with inlet air conditioning", 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit, Joint Propulsion Conferences. Устройство двигателя-аналога включает в свой состав воздухозаборник с диффузором, устройство подачи жидкого охладителя в поток входящего газа, компрессор, камеру сгорания и сопло. Причем устройство подачи жидкого охладителя в поток входящего газа располагается перед компрессором, а диффузор обеспечивает торможение гиперзвукового потока до дозвуковых скоростей.

При разгоне от 0 до 3-4 М устройство не функционирует, а компрессор, камера сгорания, турбина и сопло работают, как в классическом ТРД. После достижения 3-4 М и выше при помощи диффузора входной воздушный поток тормозиться до дозвуковых скоростей, нагреваясь при этом. Далее он поступает в область расположения устройства подачи жидкого охладителя в поток входящего газа, из которого в этот момент подается жидкий теплоноситель, например вода. Температура воздушного потока падает и тепловое воздействие на компрессор и его нагрев уменьшаются. В результате компрессор функционирует в штатном режиме, сжимая поступающий поток воздуха с последующим поступлением его в камеру сгорания, потом на турбину и в сопло.

Недостатком аналога является необходимость наличия на борту дополнительного охладителя, при том, что при более высоких скоростях этот охладитель необходимо подавать в больших количествах, что приводит к существенному увеличению массы ЛА с двигателем-аналогом и принципиально ограничивает рост скорости величиной в 6 М.

Прототипом заявляемого изобретения является классический турбореактивный двигатель (ТРД) (см., например, Трянов А.Е. Особенности конструкции узлов и систем авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. пособие / А.Е. Трянов. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2011. - 202 с.), который включает в своем составе воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Двигатель по прототипу работает следующим образом.

Поток воздуха поступает в воздухозаборник, далее в диффузор и компрессор, где происходит его сжатие и подача в камеру сгорания. Одновременно в камеру сгорания подается топливо, происходит горение с выделением тепловой энергии и увеличением температуры получаемого при этом рабочего газа. Потом рабочий газ поступает на турбину, соединенную с компрессором одним валом, вращая ее. После турбины газ поступает в сопло, где, расширяясь, ускоряется, выходит наружу, создавая тягу.

Данный двигатель подходит для дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростей, но недостатком прототипа является то, что при больших скоростях происходит интенсивный нагрев компрессора и потери энергии потока в нем. Поэтому достижение при помощи классического ТРД гиперзвуковых скоростей считается проблематичным.

Технической задачей, вытекающей из критики аналогов и прототипа, является повышение надежности и расширение функциональных возможностей ТРД при функционировании в тяжелых температурных режимах, обусловленных необходимостью повышения скоростей летательных аппаратов до 6…10 М и выше.

Указанная техническая задача решается тем, что в состав ГТРД введены термоэмиссионные слои (покрытия) из материала с низкой работой выхода электронов, нанесенные соответственно на лопатки компрессора, лопатки турбины, на внутреннюю поверхность камер сгорания. Лопатки компрессора, лопатки турбины и камеры сгорания с нанесенными на их поверхности термоэмиссионными слоями представляют собой катод. Камеры сгорания находятся в тепловом контакте с корпусом через электропроводящие прокладки. В состав ГТРД также введен элемент, воспринимающий электроны из потока рабочего тела, - анод, состоящий из токопроводящей подложки анода с покрытием обращенной к потоку рабочего тела поверхности слоем восприятия электронов из материала с низкой работой выхода электронов. Анод прикреплен к соплу через электроизолирующую прокладку. В состав ГТРД также введен источник электроэнергии, который своим положительным полюсом подключен к аноду, а отрицательным полюсом - к корпусу.

Корпус при этом также электрически через опоры подшипников и вал связан с лопатками компрессора и турбины с термоэмиссионными слоями и через электропроводящие прокладки связан с камерами сгорания с термоэмиссионным слоем.

Техническим эффектом, достигаемым в результате применения заявляемого изобретения, является расширение диапазона скоростей полета ТРД до 6…10 М и выше за счет применения электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии лопаток компрессора, камеры сгорания, лопаток турбин и других горячих элементов ГТРД. Также происходит снижение массы многорежимной двигательной установки за счет того, что отсутствует необходимость оснащения летательного аппарата двумя типами двигательных установок - отдельно для дозвукового и малого сверхзвукового режима полета (ТРД) и гиперзвукового режима полета (ГПВРД), а появляется возможность организовать все режимы полета с одним устройством двигателя (ГТРД). При этом ГТРД сам существенно упрощается, поскольку отсутствует необходимость в наличии сложных систем охлаждения наиболее теплонапряженных элементов, таких как лопатки турбин, камеры сгорания и, в данном случае, лопаток компрессора, взаимодействующих с горячим потоком воздуха, замедленным с гиперзвуковых до дозвуковых скоростей.

Заявляемый ГТРД представлен на чертеже и имеет в своем составе корпус 1 с воздухозаборником 2, диффузор 3, вал 4, который с помощью опор 5 и 6, находящихся в электрическом контакте с ним, соосно установлен в корпусе 1, компрессор с лопатками 7, размещенными на валу 4 за воздухозаборником 2 и диффузором 3, камеры сгорания 8, установленные внутри корпуса 1 через токопроводящие элементы (прокладки) 9 параллельно валу 4, турбину с лопатками 10, размещенную на валу 4 после камер сгорания 8, на выходе которых на корпусе 1 установлено сопло 11 с прикрепленным к нему через электроизолирующую прокладку 17 элемент - анод, состоящий из слоя восприятия электронов 12 и токопроводящей подложки 13, причем термоэмиссионные слои 14, 15, 16 с низкой работой выхода электронов нанесенные соответственно на лопатки 7 компрессора, на лопатки 10 турбины и на внутреннюю поверхность камер сгорания 8, находящихся в электрическом контакте с токопроводящей прокладкой 9, образуют катод, а слой восприятия электронов 12 с токопроводящей подложкой анода 13, образуют анод, источник электроэнергии 17, который своим положительным полюсом через токопроводящую подложку анода 13 подключен к слою восприятия электронов 12, воспринимающему электроны, поступающие на него из потока рабочего тела, а отрицательным полюсом к корпусу 1.

Воздухозаборник 2 предназначен для забора встречного воздуха и направления его в диффузор 3, который предназначен для торможения гиперзвукового потока до дозвуковых скоростей. Компрессор с лопатками 7 предназначен для сжатия дозвукового потока перед камерами сгорания 8. Турбина с лопатками 10 предназначена для вращения компрессора с лопатками 7 через вал 4. Термоэмиссионные слои 14, 15, 16 с низкой работой выхода электронов, нанесенные на лопатки 7 компрессора, лопатки 10 турбины поверхность камер сгорания 8 предназначены для обеспечения как можно большего выхода электронов эмиссии при нагреве лопаток 7 компрессора, лопаток 10 турбины и камер сгорания 8 соответственно.

Сопло 11 предназначено для ускорения потока продуктов сгорания топливовоздушной смеси (ТВС) - рабочего тела.

Слой восприятия электронов 12 и токопроводящая подложка анода 13 образуют анод.

Источник электроэнергии 18 предназначен для создания электрического тянущего поля, которое усиливает эмиссию электронов с термоэмиссионных слоев 14, 15, 16 и их электронное охлаждение.

Опоры 5 и 6 предназначены для удержания и обеспечения вращения вала 4, а также для прохождения электронов от источника электроэнергии 18 к лопаткам компрессора 7 с эмиссионным слоем 14 и лопаткам турбины 10 и эмиссионным слоем 15. Токопроводящая прокладка 9 предназначена для перенаправления электронов от источника электроэнергии 18 к камерам сгорания 8 с эмиссионным слоем 16.

Заявляемый ГТРД работает следующим образом. На старте летательного аппарата (ЛА) заявляемый ГТРД функционирует, как классический ТРД, при запуске которого компрессор с лопатками 7 начинает вращаться вместе с валом 4 и лопатками 10 турбин, подавая сжатый воздух в камеры сгорания 8, куда подается топливо. При смешивании в камерах сгорания 8 воздуха с топливом образуется топливовоздушная смесь (ТВС) и происходит ее горение с выделением тепла и образованием продуктов сгорания ТВС - рабочего тела. После турбины рабочее тело направляется в сопло 11, в котором ускоряется и выходит наружу, создавая при этом тягу.

После достижения сверхзвуковых скоростей полета в диффузоре 3 происходит торможение набегающего потока воздуха до дозвуковых скоростей. При торможении воздушного потока его температура возрастает. Лопатки 7 компрессора, покрытые термоэмиссионным слоем 14, также начинают нагреваться до температур, при которых с покрывающих их термоэмиссионного слоя 14 начинают выходить «горячие» электроны, забирая с собой большое количество тепловой энергии. При этом лопатки 7 компрессора охлаждаются. В дальнейшем эти электроны эмиссии в результате взаимодействия с потоком горячего воздуха (с рабочим телом от камер сгорания 8) и электрическим полем от источника электроэнергии 17 направляется к слою восприятия электронов 12 анода, оседают на нем.

Одновременно в камерах сгорания 8 с термоэмиссионным покрытием 16 при поступлении воздуха и протеканий реакций горения ТВС происходит нагрев камер сгорания 8 и термоэмиссионного покрытия 15. В результате с термоэмиссионных покрытий 15 также происходит эмиссия «горячих» электронов, с последующим охлаждением термоэмиссионных покрытий 15 и камер сгораний 8. Далее горячий поток рабочего тела поступает на лопатки турбины 10 с термоэмиссионным покрытием 16, вследствие чего оно также начинает эмитировать «горячие» электроны с покрытия в выходной поток рабочего тела.

Таким образом, «горячие» электроны с термоэмиссионных покрытий 14, 15, 16, выходя из них, охлаждают соответственно лопатки компрессора, камеры сгорания и турбины. Рабочее тело, выходя из сопла 11, создает тягу. При этом «горячие» электроны, находящиеся в выходном потоке рабочего тела ГТРД, оседают на слое восприятия электронов 12. Далее через токопроводящую подложку анода 13 и источник электроэнергии 18 вновь поступают в корпус 1. От корпуса 1 электроны поступают через опоры 5 и 6, вал 4 к лопаткам 7 компрессора с эмиссионным слоем 14 и к лопаткам турбины 10 с эмиссионным слоем 16, а также через токопроводящую прокладку 9 к камерам сгорания 8 с эмиссионным слоем 15.

Далее описанный выше цикл работы ГТРД вновь повторяется.

Таким образом, электронное охлаждение лопаток турбины, лопаток компрессора, камер сгорания и других горячих элементов позволяет поддерживать их температуру на уровне, при котором сохраняются все их прочностные характеристики. Причем за счет близкой к экспоненциальной зависимости электронного охлаждения от температуры появляется возможность многократного применения заявляемого изобретения, поскольку снижаются возникающие температурные градиенты и напряжения при любых режимах работы ГТРД, в том числе на этапе старта и останова.

Изменяя напряжение в источнике электроэнергии, появляется возможность как регулировать температуру термоэмиссионно-защищаемых теплонапряженных элементов ГТРД, так и проводить их непрерывную диагностику.

При достижении значений напряжения в источнике электроэнергии величин от 10⁷ В/см электронное охлаждение может быть увеличено за счет выхода электронов при прохождении электронов сквозь потенциальный барьер - туннелирования. То есть к электронному охлаждению при термоэлектронной эмиссии добавляется электронное охлаждение при автоэлектронной эмиссии. Иными словами, происходит термополевая эмиссия электронов с соответствующим электронным охлаждением.

Кроме того, анод также может быть составным и поэлементно располагаться напротив элементов катода. Например, анод, воспринимающий электроны эмиссии с лопаток компрессора, располагается между компрессором и камерой сгорания и электрически последовательно связан с термоэмиссионным покрытием лопаток компрессора через источник электроэнергии. Аналогично для камер сгорания и лопаток турбины. Таким образом, образуются независимые электронные контура охлаждения лопаток компрессора, камер сгорания и лопаток турбин.

Защитить термоэмиссионным способом можно любой элемент, нагреваемый в ходе полета ЛА.

В качестве термоэмиссинно-защитного слоя может выступать либо защитный слой, модифицированный путем снижения работы выхода электронов его поверхности, либо специальный наноструктурированный слой с низкой работой выхода электронов.

Таким образом, решается указанная техническая задача и достигается технический эффект, который заключается в том, что расширяется диапазон скоростей полета ТРД до 6... 10 М и выше за счет применения электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии лопаток компрессора, камеры сгорания, лопаток турбин и других теплонапряженных элементов ГТРД. Также происходит снижение массы многорежимной двигательной установки за счет того, что отсутствует необходимость оснащения летательного аппарата двумя типами двигательных установок - отдельно для дозвукового и малого сверхзвукового режима полета (ТРД) и гиперзвукового режима полета (ГПВРД), появляется возможность организовать все режимы полета с одним устройством двигателя (ГТРД). При этом ГТРД сам существенно упрощается, поскольку отсутствует необходимость в наличии сложных систем охлаждения наиболее теплонапряженных элементов, таких как лопатки турбин, камеры сгорания и, в данном случае, лопаток компрессора, взаимодействующих с горячим потоком воздуха, замедленным с гиперзвуковых до дозвуковых скоростей. При этом появляется возможность многократного применения ГТРД за счет снижения температурных напряжений, по причине снижения температурных градиентов при близкой к экспоненциальной зависимости электронного охлаждения от температуры.