Турбореактивний двоконтурний двигун

УКРАЇНА (19) UA (11) 86788 (13) C2 (51) МПК (2009) F02K 1/00 F02K 3/00 F02C 7/04 МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ ДЕРЖАВНИЙ ДЕПАРТАМЕНТ ІНТЕЛЕКТУАЛЬНОЇ ВЛАСНОСТІ ОПИС ДО ПАТЕНТУ НА ВИНАХІД (54) ТУРБОРЕАКТИВНИЙ ДВОКОНТУРНИЙ ДВИГУН ö æ PсFс ÷ ç h = ç1 ÷ х100%, при Vп = 0, Т * ç PнкрFнкр ÷ ø è ö æ ¢ ¢ PсFс ÷ ç hп = ç1 ÷х100%, при Vп > 0, *¢ F ç Pнкр нкр ÷ ø è де: R - тяга двигуна по одному із контурів при Vп = 0 , R¢ - тяга двигуна по одному із контурів при Vп > 0 , hт - тяговий ККД при Vп = 0 , hп - польотний (тяговий) ККД при Vп > 0 , * Рнкр - розрахункова частка загального статичного тиску у критичному перерізі Г (перед першим сопловим апаратом турбіни) при Vп = 0 , (13) 86788 * R = PнкрFнкр - PсFс , при Vп = 0, *¢ ¢ R¢ = PнкрFнкр - PсFс , при Vп > 0, *¢ * * де Pнкр = Рнкр ± DРнкр (11) b2 лопаток робочих коліс 9 забезпечують гальмування з одночасним стисненням газового потоку. 3. Турбореактивний двоконтурний двигун за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що перед камерою горіння 12 встановлений роздільник 14, який поділяє максимально стиснутий газовий потік на перший та другий контури і зв'язаний з зовнішнім кожухом реактивного сопла першого контуру 13, який спільно з зовнішнім кожухом реактивного сопла другого контуру 18 формує в зоні вихідного перерізу реактивне сопло Лаваля, у вихідному перерізі якого, на зовнішньому кожусі, встановлені регулювальні стулки 17, а розрахунок тяги та польотного (тягового) ККД по одному з контурів двигуна виконаний за формулами: C2 цьому передаточні відношення зубчастих коліс забезпечують збільшення оборотів робочих коліс 9 по ходу газового потоку, а гідравлічні кути b1 та UA (21) a200607941 (22) 14.07.2006 (24) 25.05.2009 (46) 25.05.2009, Бюл.№ 10, 2009 р. (72) МАМЕДОВ БОРИС ШАМШАДОВИЧ, UA (73) ЗАПОРІЗЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ, UA (56) RU 2027902, 1995 UA 53724, 2003 GB 1408357, 1975 RU 2033550, 1995 US 4112677, 1978WO 2006/059985, 2006 (57) 1. Турбореактивний двоконтурний двигун, що включає дозвуковий повітрозабірник, редуктор, осьовий компресор низького та високого тиску, камеру горіння, двоконтурне реактивне сопло з корпусними основами, оптимальні розміри яких регламентовані розрахунком тяги та польотного (тягового) ККД, який відрізняється тим, що в дозвуковому повітрозабірнику розташований осьовий компресор низького тиску з двома робочими колесами 6, 7, перше з яких є обертальним направляючим апаратом з заданим законом обертання, жорстко зв'язане з привідним валом редуктора 5, на якому жорстко встановлене ведуче зубчасте колесо, зв'язане через проміжний вал редуктора 5 та жорстко встановлені на ньому зубчасті колеса з веденим зубчастим колесом, жорстко встановленим на коаксіальному валу другого робочого колеса 7, при цьому передаточні відношення зубчастих коліс забезпечують збільшення оборотів робочих коліс 6, 7 по ходу газового потоку, а гідравлічні кути b1 та b2 лопаток робочих коліс 6, 7 забезпечують закрутку газового потоку в зоні прискореного газового потоку протилежно напряму обертання робочих коліс 6, 7, з осьовим виходом газового потоку після другого робочого колеса 7. 2. Турбореактивний двоконтурний двигун за п. 1, який відрізняється тим, що осьовий компресор середнього та високого тиску включає, наприклад, три робочі колеса 9, перше з яких жорстко зв'язане з привідним валом редуктора 8, на якому жорстко встановлене ведуче зубчасте колесо, зв'язане через проміжний вал та жорстко встановлені на ньому зубчасті колеса з веденими зубчастими колесами, жорстко встановленими на коаксіальних валах другого та третього робочого колеса 9, при 2 (19) 1 3 Fнкр - площа критичного перерізу Г (перед першим сопловим апаратом турбіни), * Рнкр Fнкр - середня, приведена до зони спокійного газового потоку Н, рушійна сила у зоні К-С одного із контурів при Vп = 0 , *¢ Рнкр - розрахункова частка загального статичного тиску у критичному перерізі Г при Vп > 0 , * ± DРнкр - зменшення чи прирощення статичного тиску в критичному перерізі Г при наборі швидкості польоту, регламентується зміною С¢ (відносною кр осьовою швидкістю газового потоку в критичному перерізі Г), *¢ Рнкр Fнкр - середня, приведена до зони спокійного газового потоку Н, рушійна сила в зоні К-С одного з контурів при Vп > 0 , Винахід відноситься до галузі авіадвигунобудування. З теорії повітряне - реактивних двигунів (ПРД), яка базується на формулі тяги R=Gг(Cc-Vп)+(Pc-Pн)Fc, (1) та політного (тягового) ККД 2 hп = ´ 100% , (2) C 1+ c Vп де R - тяга двигуна по одному із контурів, hп - політний (тяговий) ККД, Gг - масова секундна витрата газу по одному із контурів, Сс - відносна осьова швидкість газового потоку на виході із реактивного сопла, Рн - статичний тиск навколишнього середовища, Vп - швидкість польоту, переносна швидкість, Рc - статичний тиск у вихідному перерізі реактивного сопла одного із контурів, Fc - площа у вихідному перерізі реактивного сопла одного із контурів, відомо, що при недорозширених газових потоках на виході з реактивного сопла (Рс>Рн) тяга двигуна знижується, див.[1], с.161, мал.6.3, а згідно з формулою тяги (1) тяга двигуна збільшується. Відомо також, що при Vп=0, Рс=Рн тяга повітряне - реактивних двигунів, яка розрахована за множенням GrCc ніколи не дорівнює реальній тязі, завжди на 3-4% менше, а з формули (2) випливає, що при Vп>Сс політний (тяговий) ККД сягає більше 100%. Усе це говорить про те, що формули (1), (2) не відображають реальних фізичних процесів і потребують суттєвої зміни, оскільки при їх виводі не були враховані реакції реактивного струменю, тобто була повністю проігнорована знаменита робота великого російського вченого Н.Е. Жуковського «К теории 86788 4 Рс - статичний тиск у вихідному перерізі реактивного сопла одного із контурів Vп = 0 , Р¢ - статичний тиск у вихідному перерізі реактивс ного сопла одного із контурів Vп > 0 , Fc - площа вихідного перерізу реактивного сопла одного з контурів при Vп = 0 , F¢ - площа вихідного перерізу реактивного сопла c одного з контурів при Vп > 0 , PcFc - сила опору статичного тиску у вихідному перерізі реактивного сопла одного з контурів при Vп = 0 , ¢ ¢ PcFc - сила опору статичного тиску у вихідному перерізі реактивного сопла одного із контурів при Vп > 0 . судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды», [2], зони загальмованого та прискореного газового потоку, не було проведено кінематичного аналізу характеру зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку уздовж усієї довжини контрольного контуру турбореактивного двоконтурного двигуна (ТРДД). Відомо також, що при надто розширених газових потоках на виході з реактивного сопла (Рс0, що привело до 5 виводу неточної формули тяги (1) та політного (тягового) ККД (2). При виводі існуючої формули тяги (1) не була також врахована реакція реактивного струменю. 2. Повна відсутність у теорії зон загальмованого та прискореного потоку в першому та другому контурі двигуна при Vп>0, що спільно з п.1 приховало справжній фізичний процес генерування тяги, та такі дуже небезпечні теоретичні та конструктивні недоліки, як: - розрахунок відношення статичного тиску на вході в реактивне сопло до атмосферного тиску ( Пс розр. ) та відносної осьової швидкості газового потоку на виході із реактивного сопла (Сс) для злітного режиму при Vп=0, Рс=Рн, існуючий у нинішній теорії ПРД, абсолютно не враховує додаткового збільшення Сс у польоті під дією додаткової роботи динамічних інерційних сил при одночасному зменшенні статичного тиску у зоні А-С нижче Рн, що призводить до появи відривних зон і течій у реактивному соплі з усіма негативними явищами; - повна відсутність у теорії та нинішніх ТРДД закону регулювання, який забезпечує максимальну польотну тягу шляхом зміни площі та статичного тиску у вихідних перерізах реактивних сопел першого та другого контурів. 3. Наявність у кожному нинішніх ПРД, включаючи всі ТРДД: - кінематичної зони жорсткого (пружного) удару по вхідній кромці лопаток першого робочого колеса компресора низького тиску, компресора високого тиску (КНТ, КВТ), в якій генеруються потужні ударні хвилі, які гальмують і зменшують осьову швидкість Са газового потоку на вході в перше робоче колесо у коливальному режимі, що призводить до збільшення кутів атаки вище 5-7°, розвиненому зриву газового потоку зі спинок лопаток, заглуханню двигуна при зльоті, польоті та посадці, що суттєво знижує безпеку польотів; - дуже небезпечного кінематичного дефекту, див. [1], с.114, пов’язаного з перевантаженням перших робочих коліс КНТ, КВТ та недовантаженням наступних робочих коліс КНТ, КВТ, що призводить до зменшення Са на вході, збільшення кутів атаки вище 5-7°, розвиненому зриву потоку зі спинок лопаток перших робочих коліс, заглухання двигунів у польоті, одночасно недовантаження на наступних робочих колесах КНТ, КВТ призводить до збільшення Са на вході у наступні робочі колеса, що призводить до зменшення кутів атаки нижче 5-7°, розвиненого зриву газового потоку по коритцях лопаток наступних робочих коліс, заглухання двигунів у польоті, що суттєво знижує безпеку польотів; - потужних кінематичних зон жорсткого (пружного) удару, які генеруються в зонах відриву газового потоку від внутрішньої поверхні реактивних сопел першого та другого контурів двигуна при Vп>0 (Рс 0, (4) *¢ * * де Pнкр = Рнкр ± DРнкр , та політного (тягового) ККД ö æ PсFс ÷ ç hТ = ç 1 ÷ ´ 100%, при Vп = 0, (5) * ç PнкрFнкр ÷ ø è 86788 10 ö æ ¢ PсFс ÷ ç hп = ç 1 ÷ ´ 100%, при Vп > 0, (6) *¢ ç PнкрFнкр ÷ ø è які повністю відображають усі фізичні явища, які мають місце при роботі двигуна при Vп ³ 0. Для двоконтурного турбореактивного двигуна формули (3, 4) застосовуються для розрахунку тяги по одному із контурів. Загальна тяга ТРДД складається із суми тяг по першому та другому контуру. 2. Підвищення Са до 260м/с шляхом введення закрутки газового потоку в зоні Н-В1 дає змогу замінити в цій зоні закон переміщення частин газового потоку з наростаючим прискоренням на синусоїдальний закон переміщення частин газового потоку зі знижувальним прискоренням, що майже повністю усуває кінематичну зону жорсткого (пружного) удару по вхідних кромках лопаток другого робочого колеса КНТ та дозволяє уникнути заглухання двигуна при зльоті, польоті та посадці, збільшення Са до 260м/с прямо пов'язано зі збільшенням П*к, а значить зі збільшенням тяги та польотного (тягового) ККД за рахунок збільшення *¢ Pнкр , див. формули (3, 4, 5, 6), оскільки чим бі льше різниця швидкостей газового потоку між входом (Са) та виходом (Ск), тим більше П*к. 3. Шляхом введення зростання оборотів наступних робочих коліс КНТ, КСТ, КВТ, підкреслюємо, не роторів, а наступних робочих коліс КНТ, КСТ, КВТ, суттєво підвищити безпеку польотів, тому що при однаковому зменшенні чи збільшенні осьової швидкості Са кут атаки змінюється на суттєво менше значення на тому робочому колесі, де колова швидкість обертання U буде вищою. Таким чином, повністю усувається дуже небезпечний кінематичний дефект існуючих ПРД, включаючи всі ТРДД, описаний у п.3 недоліків в ТРДД, одночасно зменшуюються загублення потуги двигуна, що також пов'язано зі збільшенням тяги та польотного *¢ (тягового) ККД за рахунок збільшення Pнкр , див. формули (3, 4, 5, 6). 4. Підвищення відносної осьової швидкості газового потоку на виході із реактивного сопла у вихідних перерізах реактивних сопел першого та другого контурів забезпечується суттєво вищим ступенем стиснення газового потоку компресором П*к, що напрямки пов'язується зі збільшенням тяги та польотного (тягового) ККД за рахунок збільшен*¢ ня Pнкр , див. формули (3, 4, 5, 6). 5. Шляхом введення паралельного самостійного автоматичного закону регулювання, який забезпечує максимальну польотну тягу шляхом зміни площі та статичного тиску у вихідних перерізах реактивних сопел першого та другого контурів, повністю усунути кінематичні зони жорсткого (пружного) удару у відривних зонах реактивних сопел першого та другого контурів, що дозволяє уникнути заглухання двигунів при зльоті, польоті та посадці, та підвищити польотну тягу на 12-60%. 6. Згідно з п.п.2, 5, суттєво знизити децибельну характеристику двигуна на всіх режимах робо 11 ти, що поряд з низькою потребою палива покращує екологію навколишнього середовища. 7. Запровадження закону регулювання, який забезпечує максимальну польотну тягу шляхом зміни площі та статичного тиску у вихідних перерізах реактивних сопел першого та другого контурів, підвищення Са, застосування CсІІ>СсІ при Vп>0 на виході з реактивних сопел першого та другого контурів, підвищення П*к дає змогу суттєво знизити діаметральні та осьові розміри двигунів. 8. Поліпшуються всі екологічні та технікоекономічні показники двигуна, включаючи тягу, витрату палива, габарити, вагу та інші. Наприклад, при однакових розмірах з ТРДД АИ-25 (ЗМКБ "Прогресе") тяга двигуна, що заявляється, буде в 5,8 разів вищою. Це досягається тим, що газодинамічні характеристики двигуна, що заявляється, включаючи тягову, перевищують аналогічні для ТРД та ТРДФ за рахунок усунення відривних течій у реактивних соплах І та II контурів та ударних зон по вхідних кромках лопаток першого робочого колеса, яке стискує газовий потік. Тому ТРДД, що заявляється, може бути застосованим, при наявності вхідного пристрою для понадзвукових швидкостей польоту, до Vп=(3-7)Mn. 9. Досягнутий технічний результат дозволить зробити ці двигуни поза межами всякої конкуренції на світовому ринці. Таким чином, порівняно з прототипом, пропоноване технічне рішення містить вищевказані істотні відмінні ознаки, отже, відповідає вимозі "Новизна". Аналоги, що містять в собі ознаки, які відрізняють технічне рішення, що заявляється, від прототипу, не виявлені в інших технічних рішеннях при вивченні цієї галузі техніки. На підставі цього можна зробити висновок, що запропоноване технічне рішення задовольняє критерію "винахідницький рівень". ТРДД, що заявляється, див. Фіг.1, складається з корпуса 1, до якого кріпляться секції направляючих апаратів 2, 3, 4, до яких через віброгальмувальники кріпляться редуктор 5 з робочими колесами 6, 7, які формують осьовий компресор низького тиску (КНТ), редуктор 8 з трьома робочими колесами 9 компресора середнього тиску (КСТ), редуктор 10 з трьома робочими колесами 11 компресора високого тиску (КВТ), камера горіння 12, зовнішній кожух реактивного сопла першого контуру 13, роздільник 14, форсунки 15, турбіна 16 з робочими колесами, регулювальні стулки 17 сопла Лаваля, які встановлені на зовнішньому кожусі 18 реактивного сопла другого контуру. Винахід пояснюється кресленнями, де на фігурах представлено: - Фіг.1 - кінематичну схему ТРДД, що заявляється; - Фіг.2а - траєкторію руху частин газового потоку від зони спокійного газового потоку Η до вихідного перерізу другого робочого колеса КНТ, що стискує газовий потік; - Фіг.2б - характер зміни кутової швидкості (ω, с-1) та кутового прискорення газового потоку (ε, с-2); 86788 12 - Фіг.2в - план швидкостей газового потоку на першому та другому робочому колесі КНТ; - Фіг.3 - роботу ТРДД, що заявляється, в динаміці при Vп=0, злітний режим; - Фіг.3а - кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей та статичного тиску в контрольному контурі Н-Н1; - Фіг.3б - кінематичний аналіз характеру зміни осьових прискорень потоку, він же - характер зміни динамічних (інерційних) сил у контрольному контурі Н-Н1; - Фіг.3в - кінематичний аналіз характеру зміни рушійних сил від зміни статичного тиску у контрольному контурі Н-Н1 при Vп=0 для виводу формул тяги та польотного (тягового) ККД, що заявляються; - Фіг.4 - роботу ТРДД, що заявляється, у динаміці при Vп>0, наприклад, при Сс>Vп>Скр; - Фіг.4а - кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей потоку та статичного тиску в контрольному контурі Н-Н1 при Сс > Vn > Скр порівняно з аналогічними при Vn = 0; - Фіг.4б - кінематичний аналіз характеру зміни осьових прискорень газового потоку, він же - характер зміни динамічних (інерційних) сил у контрольному контурі Н-Н1 при Сс>Vп>Скр у порівнянні з аналогічними при Vп=0; - Фіг.4в - кінематичний аналіз характеру зміни рушійних сил від зміни статичного тиску у контрольному контурі Н-Н1 при Сс>Vп>Сср порівняно з аналогічними при Vп=0. Розглянемо роботу ТРДД, що заявляється, в динаміці при Vп=0. При дії теплоперепаду на робочих колесах турбіни 16 останні приводяться в обертання. Усю потугу турбіни, яка в нинішніх ТРДД іде на другий контур реактивного сопла, направляємо на стиснення додаткової частини повітря до максимального ступеня стиснення (Пк*) у осьовому компресорі низького тиску (КНТ) з приводом від редуктора 5, осьовому компресорі середнього тиску (КСТ) з приводом від редуктора 8, осьовому компресорі високого тиску (КВТ) з приводом від редуктора 10. Кожен компресор КСТ, КВТ має Пк*=5,1, після другого робочого колеса КНТ 7 маємо Пк*=1,5, таким чином, загальний Пк* дорівнює 30 з урахуванням нагріву стиснутого повітря. Стиснутий до 30кг/см2 газовий потік перед камерою горіння 12 розділювачом 14 поділяється на два газових потоки першого та другого контурів, ступінь двоконтурності m=0,25. Внутрішні порожнини редукторів 5, 8, 10 КНТ, КСТ, КВТ суфлюються з атмосферою через осьовий вал та стічник реактивного сопла першого контуру, секції направляючих апаратів 2, 3, 4 застосовуються для зменшення осьової швидкості газового потоку при одночасному збільшенні статичного тиску. Усі робочі колеса КНТ, КСТ, КВТ 6, 9, 11, які зв'язані з привідним валом турбіни 16, обертаються з однаковим числом обертів, що дорівнює обертам турбіни. Усі наступні по ходу газового потоку робочі колеса КНТ, КСТ, КВТ 7, 9, 11 обертаються з більшим наростаючим числом обертів, Δn=2500-3500об/хв. Треба відзначити, що гідравлічні кути β1, β2 лопаток робочих коліс КСТ, КВТ сприяють гальмуванню газового потоку з од 13 ночасним його стисненням. При горінні палива, яке подається з форсунок 15, та розширенні стиснутого газового потоку в другому контурі у вихідному перерізі сопла Лаваля його газодинамічні характеристики (тиск, відносна осьова швидкість) дорівнюють аналогічним по першому контуру, в якому Рс= Рн. При цьому кінематичний аналіз кривої характеру зміни статичного тиску у ПРД, див.[1], с.17, мал.1.3, показує, що дотикова лінія у перерізі С-С не виходить на tga=0. Це означає, що максимальна осьова швидкість газового потоку знаходиться за межами реактивного сопла першого контуру на певній відстані від нього з відповідною зміною статичного тиску, див. Фіг.3а, переріз М-М. Відривні течії у реактивних соплах першого та другого контурів відсутні. Кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку показує, що на вході в повітрязабірник ТРДД, що заявляється, маємісце синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку, це досягається тим, див. Фіг.2, що друге по ходу газового потоку робоче колесо КНТ 7 має суттєво більшу витрату газу, ніж перше робоче колесо КНТ 6. Це означає, що друге робоче колесо КНТ 7 інжектує газ через перше робоче колесо КНТ 6, збільшуючи при цьому і відносну швидкість газового потоку на вході в лопатку робочого колеса (W1) і відносну швидкість газового потоку на виході з лопатки робочого колеса (W 2), збільшення W1 при постійній коловій швидкості (U1) веде до закрутки газового потоку у зоні Н-В1 перед першим робочим колесом 6 проти обертання робочих коліс КНТ 6, 7. Таким чином, перше робоче колесо КНТ 6 не стискує і не прискорює газовий потік, воно служить тільки обертальним направляючим апаратом з заданим законом обертання, що призводить до закрутки газового потоку в зоні Н-В1 та суттєво відрізняє ТРДД, що заявляється, від усіх сьогоденних ТРДД, у яких у зоні Н-В має місце осьовий газовий потік. Від зони Η газовий потік повільно закручується, див. Фіг.2а, і досягає максимальної закрутки в перерізі В1 перед першим робочим колесом КНТ 6. Під дією відцентрових сил, які максимальні в перерізі В1, генерується градієнт статичних тисків, направлений до центру перерізу В1. Цей градієнт статичних тисків стягує газовий потік у джгут до і після перерізу В1. Треба відзначити, що відповідні гідравлічні кути β1 та β2 лопаток робочих коліс 6, 7 КНТ, див. Фіг.2в, сприяють утворенню відповідної закрутки потоку у зоні Н-В1. Таким чином, поступове наростання закрутки газового потоку в зоні Н-В1, та суттєве гальмування газового потоку в зоні В1-В2 під дією градієнта статичних тисків, направленого проти газового потоку в цій зоні до центру переріза В1 сприяє зміні закону переміщення частин газового потоку з наростаючим прискоренням, що має місце в нинішніх ТРДД, на закон переміщення частин повітря з прискоренням, що зменшується, яке в перерізі В2 зводиться до нуля. На другому робочому колесі КНТ 7 іде вже стиснення газового потоку, див. Фіг.2в, тому по вхідній кромці удар залишається, 86788 14 але потуга цього удару в 4-5 разів слабша, ніж у нинішніх ТРДД. Розкручування газового потоку (повітря) починається вже на першому робочому колесі КНТ 6, див. Фіг.2а, і завершується на другому робочому колесі КНТ 7, на виході з якого газовий потік має осьовий напрям. Таким чином, зменшення потуги удару по вхідних кромках лопаток другого робочого колеса КНТ 7 у 4-5 разів є основою збільшення безпеки польотів та збільшення осьової швидкості газового потоку Са на вході у робоче колесо КНТ 7 до 260м/с. Аналіз характеру змін динамічних інерційних сил та рушійних сил від зміни статичного тиску, див. Фіг.3б, 3в, показує, що в зоні контрольного контуру Н-Н1 динамічні інерційні сили взаємно знищують одна одну, статичні сили в зоні Н-К теж взаємно знищують одна одну, рушійна сила від зміни статичного тиску в зоні реактивної струми СН1 завжди дорівнює нулю, тому що в реактивнім струмі при будь-яких значеннях статичного тиску у вихідному перерізі реактивного сопла одного з контурів (Рс>Рн, Рс=Рн, Рс 0, (4) *¢ * * де Pнкр = Рнкр ± DРнкр , тобто тяга двигуна - це різниця між рушійною * силою ( PнкрFнкр ) та силою опору PcFc, приведених до зони спокійного газового потоку Н. Треба *¢ відзначити, що статичний тиск Pнкр у критичному перерізі Γ (перед першим сопловим апаратом турбіни), при швидкості польоту Vп>0 повністю залежить від зміни С'кр, див. пропоновану формулу тяги, а робота сили тяги двигуна завжди дорівнює RСкр, тому польотний (тяговий) ККД згідно з рішенням, що заявляється, розраховується як: ö æ PсFс ÷ ç hТ = ç 1 ÷ ´ 100%, при Vп = 0, (5) * ç PнкрFнкр ÷ ø è ö æ ¢ PсFс ÷ ç hп = ç 1 ÷ ´ 100%, при Vп > 0, (6) *¢ ç PнкрFнкр ÷ ø è Перевіримо виведену формулу тяги на двигуні АИ-25 по першому контуру. Відомо, див. [5], що при розрахунковому (злітному) режимі при Vп=0 для АИ-25: * R1 = 597кг, ПК = 8кг / см2, РНкр* = РНср* = 3,65кг / см2, FНкр = FНср = 350см2, РС = 1,033кг / см2 = РН, FC = 660см2, RI = РНкр*FНкр - PCFC = = 3,65 × 350 - 1,033 × 660 = 595,5кг 15 Загальна тяга двигуна АИ-25 на розрахунковому режимі дорівнює 1500кг, питома тяга Rпит=0,59кг/см (відношення тяги двигуна до площі входу Fв1, y перерізі В1, див. Фіг.3). Розрахунок тяги заявляємого ТРДД, діаметральні розміри якого дорівнюють аналогічним АИ-25, для розрахункового (злітного) режиму при Vп=0, Са=260м/с, GгΣ=47кг/с, Пк*=30кг/см2, ступені двоконтурності m=0,25 показує, що питома тяга ТРДД, що заявляється (відношення загальної тяги двигуна до площі входу Fв1 у перерізі В1, див. Фіг.3) дорівнює: Rпит=3,4кг/см2, що у 5,8 разів перевищує питому тягу існуючих ТРДД, що є основою досягнення поліпшених техніко-економічних, екологічних показників та вирішення поставленого завдання. Розглянемо роботу ТРДД, що заявляється, в динаміці при швидкості польоту більше нуля, Vп>0, наприклад при Cc>Vп>Cкр. Кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку при Cc>Vп>Cкр, див. Фіг.4, показує, що в польоті цей характер суттєво відрізняється від аналогічного при стендових випробуваннях (при Vп=0), див. Фіг.3, 4. Це зв'язано з тим, що робота інерційних сил Lрін=Pін.Vабс=mг.aі(Cі-Vп), де Lрін - робота інерційних сил; Рін - сила інерції в і-тому перерізі, Vабс - абсолютна швидкість газового потоку в ітому перерізі, mг - секундна масова витрата газу через площу і-того перерізу, аі - прискорення газового потоку в і-тому перерізі, Сі - осьова відносна швидкість газового потоку в і-тому перерізі, Vп - швидкість польоту, переносна швидкість, порівняно з аналогічною при Vп=0, змінює свій напрям і значення залежно від напряму і значення абсолютної швидкості газового потоку Vaбс, генеруючи при цьому, у межах закону збереження енергії, зони загальмованого та прискореного газового потоку. Зона загальмованого газового потоку, наприклад зона осьового компресора ПРД при Vп=0, - це зона, де напрям інерційних сил збігається з напрямком абсолютної швидкості газового потоку, що генерує позитивну (умовно) роботу інерційних сил, направлену, згідно з рівнянням Бернуллі, на додаткове стиснення основного газового потоку при одночасному зменшенні відносної швидкості газового потоку Сі. Зона прискореного газового потоку, наприклад зона К-С будь-якого ПРД при Vп=0 - це зона, де напрям інерційних сил є протилежним напрямку абсолютної швидкості газового потоку, що генерує негативну (умовно) роботу інерційних сил, направлену, згідно з рівнянням Бернуллі, на додаткове прискорення газового потоку при одночасному збільшенні відносної швидкості газового потоку Cі та зниженні статичного тиску. Генерування зон загальмованого та прискореного газового потоку завжди відбувається в межах закону збереження енергії. Газодинамічні характеристики газового 86788 16 потоку в перерізі f (тиск, відносна осьова швидкість) залишаються такими, як і при Vп=0, за умови постійної витрати газу, абсолютна кінетична енергія газового потоку в перерізі f завжди дорівнює нулю. Кінематичний аналіз показує, що в зоні Н-В2, див. фіг.4, напрям інерційних сил збігається з напрямом абсолютної швидкості газового потоку Vaбс. У цій зоні іде додаткове стиснення газового потоку з одночасним зменшенням відносної швидкості газового потоку Сі до 20%. Явище стиснення газового потоку перед повітрязабірником відомо, див. [1], с.82. Оскільки в перерізі В2 зростає статичний тиск, то витрата газу через двигун зростає при збільшенні швидкості польоту. Кінематичний аналіз показує, що в зоні В2-К, зоні стиснення газового потоку у КНТ, КСТ та КВТ, див. Фіг.4, напрям інерційних сил є протилежним напряму абсолютної швидкості газового потоку Vaбc. У цій зоні під дією негативної роботи інерційних сил іде прискорення до 20% основного газового потоку з одночасним зменшенням статичного тиску, що призводить до зменшення ступеня стиснення газового потоку компресорів будь-яких ПРД. Це дуже небезпечне явище, див. [1], с.114, с.327, мал.9.24, тільки це явище у запропонованій заявці на винахід пояснюється шляхом кінематичного аналізу. При Cв2>Vп>Ск, де Св2 - осьова відносна швидкість газового потоку в перерізі В2, див. Фіг.4, що призводить до нерівномірного завантаження лопаток робочих коліс компресорів: перші робочі колеса перевантажені, тому що робота інерційних сил направлена на додаткове стиснення, до 20%, газового потоку при одночасному зменшенні відносної осьової швидкості, наступні по ходу потоку робочі колеса недовантажені, тому що робота інерційних сил направлена на додаткове прискорення газового потоку при одночасному збільшенні відносної осьової швидкості та зменшенні статичного тиску. При Vп≥Св2 усі робочі колеса компресорів будуть недовантажені. Треба відзначити, що потужні ударні хвилі, які генеруються в кінематичній зоні жорсткого (пружного ) удару на вході в лопатки першого робочого колеса існуючих ПРД і направлені за газовим потоком і проти газового потоку, завжди приводять до збільшення інерційних сил у зоні Н-В1 та В1-К, що, в свою чергу, призводить до додаткового стиснення газового потоку в зоні, де колеса компресорів перевантажені, та до додаткового прискорення газового потоку в зоні, де колеса компресорів недовантажені з усіма негативними явищами. Вихід з цього суто кінематичного, дуже небезпечного дефекту тільки один: треба усунути потужні ударні хвилі, які генеруються в кінематичній зоні жорсткого удару на вході у лопатки першого робочого колеса існуючих ПРД та збільшувати оберти наступних робочих коліс КНТ, КСТ та КВТ, підкреслюємо - не роторів, а кожного наступного робочого колеса КНТ, КСТ та КВТ, тому що при однаковому зменшенні чи збільшенні осьової швидкості газового потоку Са кут атаки і змінюється на суттєво менше значення на тому робочому 17 колесі КНТ, КСТ та КВТ, де колова швидкість обертання U буде вищою, що й виконано у ТРДД, що заявляється, що є гарантом відсутності розвиненого зриву газового потоку по коритцях робочих лопаток наступних робочих коліс, гарантом безпеки польотів та суттєвого покращення технікоекономічних показників двигуна. Кінематичний аналіз показує, що в зоні K-f напрям інерційних сил збігається з напрямом абсолютної швидкості газового потоку Vaбc. У цій зоні під дією позитивної роботи інерційних сил іде додаткове стиснення основного газового потоку до 20% з одночасним зменшенням відносної швидкості газового потоку Сі. У цій зоні характеристика зміни статичного тиску зміщується вправо відносно аналогічної при Vп=0, тому характеристика зменшення статичного тиску при розширенні газового потоку та його прискоренні стає більш крутою і при швидкості польоту, що рівняється відносній осьової швидкості газового потоку в критичному перерізі Г, С'кр, (перед першим сопловим апаратом турбіни (Vп=С'кр), ця характеристика проходить через точку Г, яка збігається з критичним перерізом, див. * Фіг.3, DPHкр при цьому дорівнює нулю. Треба відзначити, що характеристика зміни статичного тиску проходить через точку Γ тільки у двох випадках: при Vп=0 та Vп=Скр, в усіх інших випадках ця характеристика проходить нижче (при VпСкр), генеруючи ± DPHкр , що буде зменшу* * вати (- DPHкр ) або збільшувати (+ DPHкр ) тягу двигуна, див. формули, що заявляються. Характер зміни тяги двигуна в залежності від швидкості польоту Vп згідно з формулами, що заявляються, можна пояснити також залежністю зменшення чи прирощення статичного тиску в критичному перерізі Γ при наборі швидкості польоту від відносної осьової швидкості газового потоку в * критичному перерізі Γ ( DPH'кр від С'кр). При VпVп>Скр напрям інерційних сил є протилежним напряму абсолютної швидкості газового потоку Vaбc. У цій зоні під дією негативної роботи інерційних сил іде додаткове прискорення основного газового потоку до 20%, з одночасним зменшенням статичного тиску. При наявності крутої характеристики зменшення статичного тиску в зоні К-С та додаткового прискорення основного газового потоку з одночасним зменшенням статичного тиску під дією негативної роботи інерційних сил у зоні f-C, розширення газового потоку у зоні К-С буде проходити таким чином, при якому в зоні А-С тиск стає нижчим від статичного тиску навколишнього середовища, див. Фіг.4а. Треба відзначити, що при збільшенні Vп до Скр переріз А-А переміщується проти газового потоку, суттєво знижуючи при цьому статичний тиск у вихідному перерізі реактивного сопла одного з контурів нижче від статичного тиску навколишнього середовища, при наступному збільшенні Vп>Скр, коли переріз f знаходиться вже у зоні Г-С, переріз А-А переміщується до вихідного перерізу реактивного сопла С-С. Наявність у реактивних соплах першого та другого контурів любих ПРД, включаючи ТРДД що заявляється, зони А-С, у якій тиск завжди нижчий від Рн при Vп0,6Мп збільшують свою тягу, див. [1], с.49, мал.1.24, с.268, мал.8.55, а всі нинішні ТРДД при Vп>0,6Mп продовжують зменшувати свою тягу, див.[1], с.327, мал.9.26, це можна пов'язати тільки з наявністю потужних відривних течій у реактивних соплах першого та другого контурів у зонах А-С при VпРн тяга двигуна зменшується суттєво менш ніж при Рс0 збільшується витрата палива через форсунки 15, відносна осьова швидкість газового потоку СсІІ зростає і суттєво перевищує аналогічну 19 по першому контуру, статичний тиск у першому та другому контурі знижується нижче від Рн, появляються зони А-С - відривні зони та відривні течії, польотна тяга двигуна зменшується, автоматично датчиками подається команда на прикриття площі вихідного перерізу реактивного сопла Лаваля другого контуру регулювальними стулками 17, які прикриваються до дотику з зовнішньою поверхнею газового потоку другого контуру вихідними кромками регулюючих стулок 17, відривна зона А-С та відривні течії в другому контурі усуваються повністю, польотна тяга двигуна частково підвищується. Одночасно у зоні А відриву газового потоку першого контуру відвнутрішньої поверхні зовнішнього кожуха 13 реактивного сопла першого контуру генерується жорсткий вакуум. Після зони відриву А газовий потік першого контуру звужується, відносна осьова швидкість газового потоку у вихідному перерізі СсІ збільшується. Але ще більш жорсткий вакуум генерується в зоні відриву газового потоку другого контуру від прямокутного торця у вихідному перерізі зовнішнього кожуха 13 реактивного сопла першого контуру, оскільки Ссп>>Са. Тому газовий потік першого контуру в зоні А-С додатково розширюється в радіальному напрямі до зони відриву газового потоку другого контуру від прямокутного торця кожуха 13, зона відриву газового потоку А в першому контурі закривається, відривні течії повністю усуваються, політна тяга двигуна суттєво збільшується. Таким чином, ТРДД, що заявляється, у польоті працює на надто розширених газового потоках (Рс0, наведених у критиці аналогів, дозволяє ввести закон регулювання, що забезпечує максимальну польотну тягу шляхом зміни площі та статичного тиску у вихідних перерізах реактивних сопел першого та другого контурів згідно з формулами тяги, що заявляються, усунути всі дефекти-недоліки існуючих ТРДД, викладених у критиці аналогів, що суттєво поліпшує безпеку польотів, підвищує польотну тягу, знижує децибельну характеристику, що сприяє досягненню абсолютно вищих техніко-економічних та екологічних показників для ТРДД, що заявляється. Виходячи з вищевикладеного, можна зробити висновок про те, що пропоноване технічне рішення є промислово придатним, бо може використовуватися у промисловості. Джерела інформації: 1. Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушнореактивных двигателей. - Москва: Машиностроение, 1987г. - 568с. 2. Жуковский Н.Е. К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды, 1908г. 3. Патент на винахід №53724 Україна, МПК F04D27/02, F03H5/00, F02K1/00, F02K3/00, F02K5/00, F02C7/04. Турбореактивний двоконтурний двигун / Б.Ш. Мамедов, В.І. Тен; Опубл. 17.02.03, Бюл.№2. - 7с. 4. Патент на винахід №2027902 Росія, МПК F03H5/00, F04D19/00. Способ создания тяги / Б.Ш. Мамедов; Опубл. 27.01.95. - 4с. 5. Авиационный двухконтурный двигатель АИ25. 1 серия. - М.: Машинобудування, 1971. - С.812. 21 86788 22 23 Комп’ютерна верстка А. Рябко 86788 Підписне 24 Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601