Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряно-реактивних двигунів

Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряно-реактивних двигунів, який включає формування зони Н-В з законом руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням під дією основного градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, направленого за потоком кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі з високою децибельною характеристикою, формування дросельної зони загальмованого потоку H-f, статичний тиск у котрій перевищує розрахунковий для злітного режиму, зони прискореного потоку f-B, статичний тиск у котрій суттєво нижче розрахункового для злітного режиму, особливо у перерізі В, що генерує збільшення абсолютної осьової швидкості газового потоку Са у перерізі В вище розрахункового значення для злітного режиму, що змінює кути атаки нижче (5-7)° та генерує розвинений зрив газового потоку по коритцях лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску, заглушення двигуна, знижування безпеки польотів, який відрізняється тим, що після зони прискореного газового потоку f-В1 додатково генерують зону загальмованого потоку В1-В2, статичний тиск U 2 UA 1 3 при зльоті, польоті та посадці, до знижування безпеки польотів. У сучасній теорії зміна абсолютної осьової швидкості газового потоку Са нижче або вище розрахункового значення пояснюється перевантаженням перших (знижування Са) та недовантаженням наступних робочих коліс компресора (збільшення Са), див. [2], с.114. Таке пояснення є неточним, оскільки у сучасній теорії ПРД повністю відсутні такі потужні наукові методи, як: 1. Метод кінематичного аналізу характеру зміни абсолютних осьових швидкостей та прискорень газового потоку у межах контрольного контуру НН1 при Vп≥0, який регламентує таке поняття, як кінематична зона жорсткого(пружного) удару у перерізі В, див. Фіг.1. 2. Метод кінематичного аналізу характеру зміни динамічних (інерційних) сил газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vп≥0. 3. Метод кінематичного аналізу характеру зміни рушійних сил від зміни статичного тиску газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vп≥0. 4. Поняття зон загальмованого та прискореного газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vп≥0, де Н - зона спокійного газового потоку (початок руху частин потоку), Н1 - зона спокійного газового потоку (кінець руху частин потоку), Vп - швидкість польоту. Відомо також, що вивід формули тяги, польотного (тягового) ККД для ПРД не відрізняється від аналогічного для гребних або повітряних гвинтів, оскільки тяга любого рушія на неперервних потоках, включаючи усі ПРД, див. [3], [4], Фіг.1 способу, що заявляється, розраховується за формулами: * R PHс pFHс p PcFc , при Vп=0, (1) *' R' PHс pFHс p *' де PHс p * PHс p ' PcFc при Vп>0, (2) * PHс p , * PHс p - статичний тиск газового потоку у середньому перерізі Г-Г, див. [2], с.16, рис.1.1, перед першим сопловим апаратом турбіни, при Vп=0, FHср - площа газодинамічного тракту у середньому перерізі Г-Г, Рс - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С реактивного сопла при Vп=0, Fc - площа газодинамічного тракту у вихідному перерізі С-С нерегульованого реактивного сопла, *' PHс p - статичний тиск газового потоку у середньому перерізі Г-Г перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп>0, * PHс p - знижування (-), чи прирощення (+) статичного тиску газового потоку у середньому перерізі Г-Г перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп>0, ' Pc - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С нерегулюємого реактивного сопла при Vп>0. Аналіз формул тяги ПРД (1), (2) показує, що при Vп≥0 тяга двигуна залежить від статичного тиску газового потоку у середньому перерізі Г-Г 46407 4 * перед першим сопловим апаратом турбіни, PHс p , який у свою чергу повністю залежить від зміни осьової абсолютної швидкості потоку Сср у цьому ж перерізі Сср змінюється залежно від того, у якій зоні прискореного чи загальмованого потоку вона знаходиться. Наприклад, при VпCc потуга стоячої ударної хвилі росте, що ' ' сприяє підвищенню Pc і при Pc Fc , яке дорівнює *' PHс pFHс р тяга двигуна R' буде дорівнювати нулю. Усі ці пояснення приводяться для того, щоб чітко уявляти, чому після перших секунд зльоту тяга любого ПРД знижується, див. [2], с.49, рис.1.24. Кінематичний аналіз для пояснення причин генерування нестійкої роботи компресора ПРД при зльоті, польоті ті посадці проводиться вперше. Цей аналіз пояснює любі фізичні явища, які мають місце у газовому потоку ПРД у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vп≥0. Згідно цього аналізу відрив потоку по коритцям та зі спинок лопаток першого робочого колеса ротора компресора ПРД пояснюється кінематичним збільшенням Са на вході у лопатки, переріз В, при Vп>0, та наявністю у любому ПРД кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, див. Фіг.1, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі, які розповсюджуються однаково по усім напрямкам. Відомим є засіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів, який включає формування зони Н-В з законом руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням 5 під дією основного градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, направленого за потоком, кінематичну зону жорсткого (пружного) удару у перерізі В, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі з високою децибельною характеристикою формування дросельної зони загальмованого потоку H-f, статичний тиск у котрій перевищує розрахунковий для злітного режиму, зони прискореного потоку f-B, статичний тиск у котрій суттєво нижче розрахункового значення для злітного режиму, особливо у перерізі В, що генерує збільшення абсолютної осьової швидкості потоку Са у перерізі В вище розрахункового значення для злітного режиму, що змінює кути атаки нижче (5-7)° та генерує розвинений зрив газового потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску, заглухання двигуна, знижування безпеки польотів, реалізований у різноманітних аналогах ПРД: ТГВД, ТРД, ТРДД, ТРДФ та інші, кінематичні схеми та опис яких приводиться в [1] на с.4-11, [2] на с.15-19, с.353, критика для котрих буде однаковою. Наприклад, відомим аналогом для реалізації способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при зльоті, польоті та посадці є турбогвинтоветиляторний двигун (ТГВД), який включає два контробертальних повітряних гвинта, повітрязабірник, робочі колеса ротора осьового компресора, див. [2], с.353, та всі ознаки обмежувальної частини формули корисної моделі. Критика повітряних гвинтів ТГВД приведена в [3], критика повітрязабірника, робочих коліс ротора осьового компресора ТГВД з усіма ознаками обмежувальної частини формули корисної моделі буде приведена нижче. Головним конструктивним недоліком усіх відомих аналогів ПРД є заглухання на перших секундах зльоту, коли літак набирає швидкість польоту до (0,2-0,3)МН, див. [2], с.49, рис.1.24, при мінусовій температурі та підвищеній вологості повітря, наприклад, катастрофа «Руслана» АН-124 з ТРДД Д18Т від 06.12.97р. в а/п м. Іркутська при мінус 26°С, 100% вологості повітря мала місце на 13 секунді зльоту, катастрофа літака АН-70 з ТГВД Д27 в а/п м. Омська від 27.02.01р. при мінус 18 °С, 95% вологості повітря мала місце на 9 секунді зльоту, та багато інших. Заглуханню особливо підвладні двигуни, у яких необґрунтовано завищена Са - абсолютна осьова швидкість газового потоку на вході в перше робоче колесо компресора, наприклад, ТРДД Д18Т, де Са=240м/с, що на 20м/с перевищує загальноприйняту. Відомо, що щільність газового потоку(повітря), який входить у двигун при зльоті, польоті та посадці, суттєво підвищується при мінусових температурах навколишнього середовища, при тумані, хмарності, підвищеній вологості повітря, при попаданні у реактивний струм від двигунів пролетівшого літака, при наявності інверсійного слою та інше. Збільшення щільності потоку узимку, який входить у двигун при зльоті, польоті та посадці, завжди призводить до збільшення його інерційності, яка сприяє тому, що зона спокійного потоку Н розташовується ближче до вхідного перерізу пові 46407 6 трязабірника усіх аналогів ПРД у порівнянні з літом. Характеристика зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку при зльоті, наприклад, при Vп0 діє додаткова робота - кінетична енергія від переносної швидкості польоту Vп, яка завжди направлена проти потоку, гальмуючи останній, та основна робота - кінетична енергія від абсолютної осьової швидкості потоку Cі, яка завжди направлена за потоком. Загальна кінетична енергія (робота), яка прикладена до любої частини газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 описується рівнянням: Vп 2 , (5) 2 Кінематичний аналіз показує, що при VпCі. Уся додаткова кінетична енергія від переносної швидкості польоту Vп, згідно рівняння Бернуллі іде на додаткове стиснення газового потоку при одночасному знижуванні його абсолютної осьової швидкості Cі. У перерізі Н уся додаткова кінетична енергія (роA mг Сi 2 бота) від переносної швидкості польоту, mг Vп / 2 , іде на стиснення основного потоку, тому у перерізі * Н статичний тиск PH суттєво перевищує РH. Явище стиснення газового потоку перед повітрязабірником ПРД відомо, див. [2], с.82. Форма зони загальмованого потоку показана на Фіг.1а, де заштрихована зона 1 - це дросельна зона загальмованого потоку H-f, 2 - обрійна лінія дросельної зони загальмованого потоку, яка закінчується на вхідному перерізі повітрязабірника, 3 - умовна лінія статичного тиску РH, яка закінчується на внутрішній поверхні повітрязабірника у перерізі В, 4 умовна лінія розрахункового статичного тиску (нижче РH) у перерізі f, яка закінчується на внутрішній поверхні повітрязабірника у перерізі В, формуючи дросельну зону загальмованого потоку H-f, 5 - зона прискореного потоку f-B. Така форма загальмованого потоку пояснюється нерівномірністю осьових абсолютних швидкостей потоку Сі на вході у повітрязабірник усіх аналогів ПРД, див. [2], с.83, рис.3.3, тобто зона загальмованого потоку раніше наступає там, де абсолютна осьова швидкість потоку Cі має менше значення - по периферії потоку. Градієнт статичних тисків у зоні Н-В, включаючи дросельну зону загальмованого потоку H-f, завжди направлений за потоком, газодинамічні характеристики потоку у перерізі f (осьова абсолютна швидкість потоку, тиск) залишаються такими, як при Vп=0, загальна кінетична енергія, див. формулу (5), у перерізі f дорівнює нулю, оскільки Vп=Cі. Зона загальмованого потоку H-f, яка рухається проти потоку, є динамічним дроселем, який гальмує основний потік, при цьому відомо, що витрата газового потоку (повітря) через двигун при збільшенні * Vп зростає, оскільки зростає PH , див. [2], с.261, рис.8.48. Оскільки зона загальмованого потоку Н-f є динамічним дроселем, який гальмує потік, то збільшення витрати газового потоку через двигун 46407 8 на злітному режимі при коловій швидкості першого робочого колеса ротора осьового компресора U=const відбувається тільки за рахунок створення зони прискореного потоку f-B, у якій у перерізі В статичний тиск стає нижче розрахункового значення, див. Фіг.1б, що, у свою чергу, генерує збільшення Са у перерізі В суттєво вище розрахункового значення. Це явище абсолютно невідомо ні в теорії, ні конструкторам, які проектують авіадвигуни, оскільки у сучасній теорії ПРД повністю відсутній кінематичний аналіз. Якщо негативні кути атаки при цьому перевищують 5-7°, то генерується розвинений зрив потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора усіх аналогів ПРД, що веде до заглухання двигуна на перших секундах зльоту, знижуванню безпеки польотів. Таким чином, зона загальмованого потоку - це зона, у якій статичний тиск перевищує розрахунковий для злітного режиму при одночасному знижуванні абсолютних осьових швидкостей потоку Cі, наприклад, зона Н-f, див. Фіг.1б, зона прискореного потоку - це зона, у якій статичний тиск менше розрахункового значення для злітного режиму при одночасному збільшенні абсолютних осьових швидкостей потоку Cі, наприклад, зона f-К-f1, див. Фіг.1б. У контрольному контурі Н-Н1 перехід потенційної енергії у зонах загальмованого потоку у кінетичну енергію у зонах прискореного потоку завжди відбувається у межах Закону збереження енергії. Кінематичний аналіз показує, що при зльоті, до Vп=Cк, при любих умовах навколишнього середовища, на перших секундах зльоту усі робочі колеса компресорів усіх аналогів ПРД роблять у режимі недовантаження, оскільки статичний тиск на них у зоні В-К нижче розрахункового значення для злітного режиму, див. Фіг.1б. Це дуже небезпечний режим зльоту, тому що він веде, у першу чергу, до суттєвого збільшення Са у перерізі В, що може привести до розвиненого зриву потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора, заглуханню двигуна при зльоті, знижуванню безпеки польотів, у другу чергу він веде до знижування тяги двигуна, див. [2], с.49, рис.1.24. Кінематичний аналіз показує, що при наступному підвищенні Vп, наприклад, при Св>Vп>Cк, скорочується зона прискореного потоку f-f1, див. Фіг.1б, знижується Са у перерізі В, знижується потуга ударних хвиль у цьому перерізі, кути атаки стабілізуються у межах робочих режимів до 5-7°, витрата газового потоку(повітря) через двигун продовжує зростати, при цьому перші робочі колеса ротора осьового компресора у зоні B-f1 роблять ще у режимі недовантаження, наступні робочі колеса у зоні f1-К роблять у режимі перевантаження, оскільки статичний тиск на них вище розрахункового значення. Кінематичний аналіз показує, що при наступному підвищенні Vп при зльоті, наприклад, при Vп=Cв=Са=0,6Мп, див. Фіг.1б, тільки у перерізі В буде мати місце розрахунковий режим (тиск та абсолютна осьова швидкість потоку Са). Всі робочі колеса компресора роблять при цьому у режимі 9 перевантаження, особливо останні, при одночасному знижуванні абсолютної осьової швидкості Cі, що може привести до генерування розвиненого зриву потоку зі спинок лопаток останніх робочих коліс при одночасному знижуванні на них статичного тиску. Оскільки заглухання двигунів при Vп=Cв=Са=0,6Мп (720км/год) невідомі, то можна зробити висновок, при умові, якщо камера горіння не покороблена, що для двигуна зрив потоку на останніх робочих колесах ротора осьового компресора не буде мати суттєвого значення, оскільки перші робочі колеса ротора осьового компресора, на яких зрив потоку відсутній, продавлять стиснуте повітря через відривні зони останніх робочих коліс, локалізуючи ці зони, у камеру горіння при трохи меншому коефіцієнті зайвого повітря то несуттєвому знижуванні тягової потуги двигуна. Треба визначити, що при Vп≥Cв усі робочі колеса ротора осьового компресора роблять у ре* жимі перевантаження, але загальний ПК при підвищенні Vп, при цьому знижується, оскільки темпи * * росту PH суттєво перевищують темпи росту PК . Таким чином, найбільш небезпечним режимом зльоту є режим до Vп=(0,2-0,3) МП при високій щільності газового потоку (повітря), входячого у двигун, при якому одночасно з підвищенням Са у перерізі В зони прискореного потоку f-B характеристика зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку у зонах Н-В, В-К стає більш крутішою, позитивний та негативний tgα у перерізі В зростають, що призводить до збільшення прискорення удару, див. Фіг.1в, сили та потуги ударних хвиль у коливальному режимі, генеруємих у цьому перерізі. Потужні ударні хвилі у коливальному режимі, які генеруються у кінематичній зоні жорсткого(пружного) удару у перерізі В, щільним фронтом, який займає увесь переріз повітря забірника, рухаються проти потоку, наприклад, гальмують останній, зменшуючи Са, що при незмінній коловій швидкості U призводить до збільшення кутів атаки. Якщо кути атаки при цьому перевищують 5-7°, то генерується розвинений зрив потоку зі спинок лопаток першого робочого колеса, що стискує потік, компресор ПРД впадає в режим нестійкої роботи, що при зльоті, польоті та посадці призводить до заглухання двигуна, знижуванню безпеки польотів. Таким чином, при зльоті, особливо на перших секундах, на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора усіх аналогів має місце динамічна зміна кутів атаки у коливальному режимі від негативних (генеруємих збільшенням Са) до позитивних (генеруємих знижуванням Са). При певних обставинах, наприклад, завищеній розрахунковій абсолютній осьовій швидкості потоку Са (240-250м/с) на вході у перше робоче колесо ротора осьового компресора, високій щільності входячого потоку при низькій температурі повітря та інше, динамічна зміна кутів атаки у коливальному режимі від негативного до позитивного значення приводить до збільшення кутів атаки вище 5-7°, до розвиненого зриву потоку по коритцям або зі спинок лопаток першого робочого 46407 10 колеса ротора осьового компресора, заглуханню двигуна при зльоті, знижуванню безпеки польотів. Таким чином, головний конструктивний недолік існуючого способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при зльоті, польоті та посадці для усіх аналогів ТГВД, ТРД, ТРДД та інших, пов'язаний із заглуханням двигунів на перших секундах зльоту, можна розподілити на п'ять конструктивних недоліків: 1. Наявність першого робочого колеса по ходу потоку, яке стискує газовий потік (повітря). 2. Наявність характеристики зміни осьових швидкостей газового потоку у зоні Н-В, що генерує найгіршу форму руху частин газового потоку - рух з наростаючим прискоренням. 3. Наявність кінематичної зони жорсткого(пружного) удару у перерізі В, див. Фіг.1, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі, які сприяють знижуванню Са та генеруванню коливального процесу зміни кутів атаки від негативного до позитивного значення на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора, особливо на перших секундах зльоту. 4. Наявність дуже короткої зони Н-В при мінусових температурах та високій щільності газового потоку (повітря), входячого у двигун, що генерує при Vп>0 дросельну зону загальмованого та прискореного потоку, у якій у перерізі В має місце суттєве збільшення Са вище розрахункового значення при одночасному підвищенні позитивного та негативного tgα - прискорення удару, сили та потуги ударних хвиль, особливо на перших секундах зльоту. 5. Наявність нерухомого вхідного направляючого апарату (ВНА), який закручує газовий потік на дуже короткій відстані, що майже не впливає на потугу ударних хвиль, у коливальному режимі, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого(пружного) удару у перерізі В. Відомим також є засіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при зльоті, польоті ті посадці, описаний у патенті №2027902, [5], в якому три робочих колеса повітряних гвинтів, які розташовані у повітрязабірнику, обертаються супутно при збільшенні їх обертів по ходу потоку. Головним недоліком цього «Способа создания тяги» є те, що у цьому патенті не описаний процес створення синусоїдальної характеристики зміни осьових швидкостей та прискорень потоку у зоні Н-В3 перед третім робочим колесом, яке стискує потік та утворює тягу. В цілому ми застосовуємо відомий «Способ создания тяги», який описаний за патентом №2027902, [5], для створення рушіїв нового покоління, наприклад, як для повітряних гвинтів турбогвинтовентиляторного двигуна за патентом України на корисну модель №26883, [3], для «Судового двигуно-рушійного комплексу» за патентом України на корисну модель №35561, [4], так і для способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів, що заявляється, при зльоті, польоті та посадці для ТРД, ТРДД, ТРДФ та інших. Відомим також є засіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при зльоті, польоті та посадці, який включає фор 11 мування зони Н-В з законом руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням під дією основного градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, направленого за потоком кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі з високою децибельної характеристикою, формування дросельної зони загальмованого потоку H-f, статичний тиск у котрій перевищує розрахунковий для злітного режиму, зони прискореного потоку f-В, статичний тиск у котрій суттєво нижче розрахункового для злітного режиму, особливо у перерізі В, що генерує збільшення абсолютної осьової швидкості газового потоку Са у перерізі В вище розрахункового значення для злітного режиму, що змінює кути атаки нижче (5-7)° та генерує розвинений зрив газового потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску, заглухання двигуна, знижування безпеки польотів, якій реалізований у ТРДД Д18Т, принципова кінематична схема та опис якого приводиться в [1] на с.7, рис.4, який ми обираємо за прототип. У цьому двигуні розрахункова для злітного режиму осьова абсолютна швидкість потоку Са на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса КНТ дорівнює 240м/с, що на 20м/с перевищує загальноприйняту (180-220м/с). З сучасної теорії ПРД відомо, що одним із напрямків технічного прогресу у галузі авіадвигунобудування є збільшення Ca(U) - осьової абсолютної швидкості потоку на вході у перше робоче колесо КНТ при одночасному збільшенні колової швидкості U. Збільшення Ca(U) є абсолютно вірним напрямком технічної думки конструкторів які проектують авіадвигуни, але на сучасному етапі розвитку теорії ПРД, у якій повністю відсутній кінематичний аналіз, конструктора знаходяться у повному непорозумінні того, що у перерізі В, див. Фіг.1в, має місце кінематична зона жорсткого (пружного) удару, яка генерує у всіх напрямках потужні ударні хвилі у коливальному режимі, що перестрибнути через цю зону, збільшити Са до 240-250м/с, неможливо. Невідомим також для конструкторів є послідовність процесу заглухання авіадвигунів на перших секундах зльоту, що теж пояснюється кінематичним аналізом. Таким чином, любе збільшення Са вище 220м/с, при наявності кінематичної зони жорсткого(пружного) удару у перерізі В, миттєво приводить до збільшення потуги ударних хвиль, генеруємих у перерізі В, що при наявності дросельної зони загальмованого та прискореного потоку з одночасним збільшенням Са при зльоті вище розрахункового значення приводить до різкого погіршення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів у польоті за рахунок збільшення кутів атаки вище (5-7)°, до знижування безпеки польотів, тому спочатку необхідно у теорію ПРД ввести кінематичний аналіз, зафіксувати кінематичну зону жорсткого (пружного) удару у перерізі В, конструктивно усунути її, і тільки потім підвищувати Са. 46407 12 Тому підвищення Са до 240м/с у двигуні Д18Т, без усунення кінематичної зони жорсткого(пружного) удару у перерізі В, є необгрунтованим. Усі авіакатастрофи з цим двигуном потенційно закладені у збільшеній Са. Тому напрямок технічного прогресу у галузі авіадвигунобудування, пов'язаний зі збільшенням Ca(U), який видається сучасною теорією ПРД без шляхів усунення кінематичної зони жорсткого(пружного) удару у перерізі В, теж є необгрунтованим. В основу корисної моделі поставлено завдання створення принципово нового способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів і на його основі створення принципово нових повітря-реактивних двигунів з підвищеною безпекою польотів та покращеними техніко-економічними, екологічними (знижування децибельною характеристики, низька витрата палива) показниками. Завдання вирішується тим, що спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів, який включає формування зони Н-В з законом руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням під дією основного градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, направленого за потоком, кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі з високою децибельною характеристикою, формування дросельної зони загальмованого потоку H-f, статичний тиск у котрій перевищує розрахунковий для злітного режиму, зони прискореного потоку fB, статичний тиск у котрій суттєво нижче розрахункового для злітного режиму, особливо у перерізі В, що генерує збільшення абсолютної осьової швидкості газового потоку Са у перерізі В вище розрахункового значення для злітного режиму, що змінює кути атаки нижче (5-7)° та генерує розвинений зрив газового потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску, заглухання двигуна, знижування безпеки польотів, який відрізняється тим, що після зони прискореного газового потоку f-B1 додатково генерують зону загальмованого потоку В1-В2, статичний тиск у котрій підвищується по ходу газового потоку, при цьому додаткову зону загальмованого потоку В1-В2 генерують завдяки тому, що у повітрязабірнику перед ротором осьового компресора низького тиску розташовують перше робоче колесо по ходу потоку, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертальним направляючим апаратом за заданим законом обертання, а газовий потік інжектують через нього за рахунок того, що друге по ходу потоку робоче колесо ротора осьового компресора низького тиску має більшу витрату газу і оберти при одночасному збільшенні на обертальному направляючому апараті відносної швидкості газового потоку на виході W 2 та на вході W1, що при постійній коловій швидкості U обертального направляючого апарату веде до поступового наростаючого закручування газового потоку у зоні Н-В1 прискореного потоку проти узгодженого обертання обертального направляючого апарату та робочих коліс ротора осьового компресора ни 13 зького тиску, генеруючи при цьому відцентрові сили, які максимальні у перерізі В1, та додатковий градієнт статичних тисків у зоні Н-В2, направлений до центру переріза В1, який стягує газовий потік у джгут до і після цього перерізу, одночасно гальмуючи газовий потік з підвищенням його статичного тиску у зоні В1-В2 загальмованого потоку, у якій поступово розкручують газовий потік до осьового напрямку, змінюючи при цьому закон руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням на закон руху. Застосування обертального направляючого апарату, робочих коліс ротора осьового компресора низького тиску супутнього обертання з наростаючими обертами по ходу потоку за допомогою редуктора призводить до майже повного усунення, до 80%, кінематичної зони жорсткого (пружного) удару в перерізі В2 другого робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску, що суттєво підвищує техніко-економічні, екологічні (знижування децибельної характеристики, витрати палива) показники повітря-реактивного двигуна шляхом збільшення колової швидкості U, абсолютної осьової швидкості Са до 260-290м/с, статичного тиску на лопатках другого по ходу потоку робочого колеса, що дає змогу вирішити поставлене завдання. Нові ознаки при взаємодії з відомими ознаками дозволяють отримати наступний теоретичний та технічний результат: 1. Кінематичний аналіз характеру зміни абсолютних осьових швидкостей, прискорень, статичного тиску, рушійних сил від зміни статичного тиску газового потоку є обов'язковим для введення в сучасну теорію повітря-реактивних двигунів. 2. Впровадження додаткового першого по ходу потоку робочого колеса, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертальним направляючим апаратом з заданим законом обертання, дозволяє, за рахунок впровадження додаткової зони загальмованого потоку Ві-В2, за рахунок закрутки потоку у зоні Н-В1 та розкрутки потоку у зоні В1-В2, замінити в зоні Н-В2 закон руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням, що має місце у сучасних повітря-реактивних двигунах, на синусоїдальний закон руху частин газового потоку зі знижувальним прискоренням, що майже повністю, на 80%, усуває кінематичну зону жорсткого (пружного) удару по вхідним кромкам лопаток другого по ходу потоку робочого колеса ротора осьового компресора низького тиску та на цій основі суттєво підвищити безпеку польотів за рахунок підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів, стелі по Са, (260-290) м/с, * ККД, ПК , тяги ПРД з одночасним знижуванням децибельної характеристики та витрати палива. 3. Шляхом введення зростання оборотів другого по ходу потоку робочого колеса суттєво підвищується газодинамічна стійкість його роботи тому, що при однаковому знижуванні чи збільшенні абсолютної осьової швидкості Са кут атаки змінюється на суттєво менше значення на тих лопатках робочого колеса, де колова швидкість обертання U буде вищою. 46407 14 4. Згідно п.п. 2, 3 суттєво підвищується безпека польотів на усіх режимах роботи повітряреактивних двигунів при Vп>0, включаючи зліт. 5. Згідно п.п. 2, 3 суттєве знижуються габаритні розміри осьового компресора у порівнянні з прототипом для досягнення однакової тяги. 6. Згідно п. 2 суттєве спрощуються конструкції авіадвигуна за рахунок повного усунення перепуску стиснутого повітря у навколишнє середовище при запуску. 7. Досягнутий технічний результат дозволить зробити повітря-реактивні двигуни нового покоління поза межами всякої конкуренції на світовому ринці. Таким чином, спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів, що заявляється, порівняно з прототипом містить вищевказані істотні відмінні ознаки, отже відповідає умові «Новизна». Ознаки, що відрізняють технічне рішення, що заявляється від прототипу, не виявлені в інших технічних рішеннях при вивченні цієї галузі техніки. Виходячи з вищевикладеного, можна зробити висновок про те, що запропоноване технічне рішення задовольняє критерію "винахідницький рівень». Заявляємий спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів реалізується у принципово новому осьовому компресорі низького тиску, див. Фіг.2, який включає перше робоче колесо 1 - обертальний направляючий апарат, робочі колеса стиснення газового потоку 2, 3, між котрими розташований направляючий апарат 4, при цьому робочі колеса стиснення 2, 3 розташовані на роторі 5, корпус компресора 6, з'єднаного з повітрязабірником 7 та секцією направляючих апаратів 8, до якої пружно кріпиться редуктор 9 з привідним валом 10, на якому жорстко встановлено ведуче зубчасте колесо 11, яке через проміжні зубчасті колеса 12, 13, 14, жорстко встановлених на проміжному валу 15, кінематично з'єднується з відомими зубчастими колесами 16, 17, жорстко зв'язаних відповідно з внутрішнім вихідним валом 18 редуктора, на протилежному кінці котрого жорстко встановлено робоче колесо 1 обертальний направляючий апарат, та коаксіальним вихідним валом 19 редуктора, на протилежному кінці котрого жорстко встановлено ротор 5, який через підшипник закритого типу 20 зв'язаний з робочим колесом 1, при цьому передаточні відношення зубчастих коліс редуктора 9 забезпечують збільшення обертів робочих коліс по ходу потоку. Корисна модель пояснюється кресленнями, де на фігурах представлено: - Фіг.1 - критика існуючих повітря-реактивних двигунів; - Фіг.1а: 1 - дросельна зона загальмованого потоку H-f, 2 - обрійна лінія дросельної зони зага* льмованого потоку зі статичним тиском PH , 3 – умовна лінія статичного тиску РH, 4 - умовна лінія розрахункового статичного тиску у перерізі f, 5 зона прискореного потоку f-B; - Фіг.1б - характер зміни довжини зони Н-В повітря-реактивних двигунів, кінематичний аналіз 15 характеру зміни статичних тисків та абсолютної осьової швидкості потоку Cі у межах контрольного контуру Н-Н1 улітку та узимку при Vп>0; - Фіг.1в - характер зміни довжини зони Н-В повітря-реактивних двигунів, кінематичний аналіз характеру зміни прискорень потоку (динамічних інерційних сил) у межах контрольного контуру Н-Н1 включаючи характер зміни прискорення удару, ауд, у кінематичній зоні жорсткого(пружного) удару, переріз В, улітку та узимку при Vп≥0; Фіг.1г - характер зміни рушійних сил від зміни статичних тисків у межах контрольного контуру НН1 для виводу формули тяги повітря-реактивного двигуна та проведення зв'язку між характером зміни рушійних сил від зміни статичних тисків та характером зміни абсолютних осьових швидкостей Сі газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vп≥0; Фіг.2 - кінематична схема осьового компресора низького тиску для реалізації заявляемого способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при зльоті, польоті та посадці; Фіг.3 - план швидкостей на першому та другому робочому колесі осьового компресора низького тиску для реалізації заявляемого способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів; Фіг.4 - формування дросельної зони загальмованого потоку H-f, зони прискореного потоку f-В1, додаткової зони загальмованого потоку В1-В2, характер зміни довжини зони Н-В2 осьового компресору низького тиску, кінематичний аналіз характеру зміни статичних тисків, кінематичний аналіз характеру зміни абсолютних осьових швидкостей та прискорень газового потоку, рушійних сил від зміни статичних тисків у межах частини контрольного контуру Н-Кі улітку та узимку при Vп≥0; Фіг.4а : 1 - дросельна зона загальмованого потоку H-f; 2 - обрійна лінія дросельної зони загаль* мованого потоку H-f зі статичним тиском PH ; 3 умовна лінія статичного тиску РН; 4 - умовна лінія розрахункового статичного тиску у перерізі f; 5 зона прискореного газового потоку f-В1 у якій у перерізі В1 статичний тиск досягає свого мінімального значення; 6 - додаткова зона загальмованого потоку В1-В2, у якій потік гальмується під дією додаткового градієнта статичних тисків, направленого проти потоку у цій зоні до центру перерізу В1, при одночасному підвищенні статичного тиску від перерізу В1 до перерізу В2; Фіг.4б - характер зміни довжини зони Н-В2 осьового компресора низького тиску, кінематичний аналіз характеру зміни статичних тисків, абсолютної осьової швидкості газового потоку Cі у межах частини контрольного контуру H-Кі улітку та узимку при Vп≥0, кінематичний аналіз характеру зміни закрутки (ω), поз. 7, та розкрутки газового потоку у зоні Н-С2; Фіг.4в - характер зміни довжини зони Н-В2 осьового компресора низького тиску, кінематичний аналіз прискорень частин газового потоку (він же аналіз зміни динамічних (інерційних) сил) у межах 46407 16 частин контрольного контуру H-Кі улітку та узимку при Vп≥0; Фіг.4г - кінематичний аналіз характеру зміни рушійних сил від зміни статичних тисків для проведення зв'язку між характером зміни рушійних сил від зміни статичних тисків та характером зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку Сі згідно рівняння Ейлера у зоні Н-В2; Фіг.5 - динаміка процесу зміни закону руху частин газового потоку на сінусоідальний у зоні Н-В2, де 1 - характер зміни основного градієнту статичних тисків газового потоку у зоні Н-В2 при умові відсутності закрутки потоку; 2 - характер зміни додаткового градієнту статичних тисків у зоні Н-В2 при наявності закрутки потоку у зоні Н-В1 та його розкрутки у зоні В1-С2; 3 - основний градієнт статичних тисків газового потоку у перерізі В1; 4 - додатковий градієнт статичних тисків від максимальної закрутки потоку у перерізі В1; 5 - характер зміни абсолютних осьових швидкостей потоку при умові відсутності закрутки потоку; 6 - характер зміни абсолютних осьових швидкостей потоку при наявності закрутки потоку у зоні Н-В1 та його розкрутки у зоні В1-С2; 7 - характер розподілу та генерування додаткового градієнту статичних тисків (grad PVmax=∆PVmax по вісі ординат) від максимальної закрутки газового потоку у перерізі В1. На прикладі осьового компресора низького тиску, див. Фіг.2, розглянемо роботу способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів при зльоті, польоті та посадці, наприклад, роздивимось злітний режим при Vп=0. При обертанні привідного вала 10 редуктора 9 з ведучим зубчастим колесом 11 крутильний момент передається на проміжні зубчасті колеса 12, 13, 14, які жорстко встановлені на проміжному валу 15,і далі на відомі зубчасті колеса 16 та 17, які відповідно жорстко зв'язані з внутрішнім вихідним валом редуктора 18 та зовнішнім коаксіальним валом 19, на яких відповідно розташовані перше робоче колесо 1 - обертальний направляючий апарат, та ротор 5, на якому розташовані робочі колеса стиснення газового потоку 2, 3. При цьому передаточні відношення зубчастих коліс редуктора забезпечують збільшення обертів робочих коліс по ходу потоку, різниця в обертах ротора 5 та першого робочого колеса 1 -обертального направляючого апарату, дорівнює (2500÷3500) об/хв., що дозволяє встановити між ними підшипник закритого типу 20, який не потребує змазки, або підшипник склизу, виготовлений за методами порошкової металургії, який теж не потребує змазки. Редуктор 9 пружно кріпиться до секції направляючих апаратів 8, яка у свою чергу жорстко кріпиться до корпусу 6, до якого з іншого боку жорстко кріпиться повітрязабірник 7. Кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей та прискорень потоку, див. Фіг.4б, в, показує, що на вході у робочі колеса ротора осьового компресора низького тиску, у зоні Н-В2, має місце синусоїдальний характер зміни абсолютних 17 осьових швидкостей та прискорень потоку, це досягається тим, що друге по ходу газового потоку робоче колесо стиснення 2 має суттєво більшу витрату газу(повітря) ніж перше робоче колесо 1 обертальний направляючий апарат. Це означає, що друге робоче колесо 2 інжектує газ через перше робоче колесо 1, збільшуючи при цьому і відносну швидкість газового потоку на вході в лопатки робочого колеса 1 (W 1) і відносну швидкість газового потоку на виході з лопаток робочого колеса 1 (W 2). Збільшення W 1 при постійній коловій швидкості (U1) веде до закрутки (С1u) газового потоку у зоні Н-В1 перед першим робочим колесом 1 проти обертання робочих коліс 1, 2, 3, див. Фіг.3. Таким чином, перше робоче колесо 1, яке розташовано у повітрязабірнику 7, не стискує газовий потік, а служить тільки обертальним направляючим апаратом з заданим законом обертання, що призводить до закрутки газового потоку в зоні НВ1, та суттєво відрізняє спосіб, що заявляється, від усіх сьогоденних, у яких у зоні Н-В має місце осьовий газовий потік. Від зони Н газовий потік повільно закручується, див. Фіг.4б, поз. 7, і досягає максимальної закрутки у перерізі В1 перед першим робочим колесом 1 з мінімальним статичним тиском у середині цього перерізу. Під дією відцентрових сил, які максимальні у перерізі В1, генерується додатковий градієнт статичних тисків, направлений до центру переріза В1. Цей додатковий градієнт статичних тисків стягує газовий потік у джгут до і після перерізу В1, див. Фіг.5а, формуючи при цьому зону прискореного потоку Н-В1 та додаткову зону загальмованого потоку В1-В2. У зоні прискореного потоку статичний тиск досягає свого мінімального значення у перерізі В1, після якого статичний тиск газового потоку починає підвищуватися за рахунок гальмування газового потоку у зоні В1-В2 додатковим градієнтом статичних тисків grad HVmax, направленого проти потоку у цій зоні до центру переріза В1, див. Фіг.5. У перерізі В2 статичний тиск газового потоку досягає свого максимального значення (але менше РН), такий характер зміни статичних тисків регламентує відповідний характер зміни рушійних сил від зміни статичного тиску, див. Фіг.4г. Оскільки у способі, що заявляється, після зони прискореного потоку Н-В1 додатково впроваджується зона загальмованого газового потоку В1-В2, у котрій статичний тиск поступово підвищується від перерізу В1 до перерізу В2, то зміна рушійних сил від зміни статичних тисків у зоні Н-В2 буде носити синусоїдальний характер з нульовою рушійною силою у перерізі В1 див. Фіг.4г. При відомому характері зміни рушійних сил від зміни статичного тиску у зоні Н-В2 побудова характеру зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку у цій же зоні, наприклад, виконується за допомогою рівняння Ейлера, яке свідчить, що зміна абсолютних осьових швидкостей газового потоку у зоні Н-В2, наприклад, теж носить синусоїдальний характер, див. Фіг.4б, Фіг.5, з вершиною синусоїди у перерізі В2, що є свідоцтвом того, що газовий потік досягає перерізу В2 з нульовим прискоренням, див. Фіг.4в, майже повністю, на 80%, усуваючи при цьому кі 46407 18 нематичну зону жорсткого (пружного) удару у цьому перерізі. Таким чином, поступове наростання закрутки газового потоку у зоні Н-В1, та суттєве гальмування газового потоку у зоні В1-В2 під дією додаткового градієнта статичних тисків, ∆PVmax, див. Фіг.5, направленого проти газового потоку у цій зоні до центру переріза В1 сприяє зміні закону руху частин газового потоку з наростаючим прискоренням, що має місце у нинішніх ПРД, на закон руху частин газового потоку зі знижувальним прискоренням, яке у перерізі В2 зводиться до нуля. На другому робочому колесі 2 іде вже стиснення газового потоку, див. Фіг.3, Фіг.4б, тому по вхідній кромці лопаток другого робочого колеса 2 удар залишається, але потуга цього удару в 3-4 разів слабша у порівнянні з існуючим способом, див. Фіг.1в. Розкручування газового потоку починається вже на першому робочому колесі 1 - обертальному направляючому апараті, і завершується на другому робочому колесі стиснення 2, на виході з якого, при застосуванні дифузор-них лопаток, потік закручується вже в напряму обертання робочих коліс 2, 3, що потребує постановки між цими робочими колесами направляючого апарату 4, див. Фіг.2. Закрутка потоку у зоні Н-В2 сприяє збільшенню довжини цієї зони у порівнянні із зоною Н-В існуючого способу, див. Фіг.1, характеристика зміни абсолютних осьових швидкостей потоку стає менш нахиленою, що генерує суттєво менші прискорення частин газового потоку, тому скорочення зони Н-В2 узимку, див. Фіг.4б, абсолютно не впливає на газодинамічну стійкість роботи осьового компресора низького тиску при Vп≥0 згідно заявляємого способу. Таким чином, за рахунок поступово наростаючої закрутки газового потоку у зоні Н- В1, див. Фіг.4б, поз. 7, у перерізі В1 з максимальною закруткою генеруються максимальні відцентрові сили, які генерують максимальний градієнт статичних тисків ∆PVmax, який стягує потік до центру переріза В1 див. Фіг.5. Умовно ∆PVmax дорівнює сумі основного, поз. 3, та додаткового градієнта статичних тисків, поз. 4, див. Фіг.5. Відхилення ∆PVmax від площини перерізу В1 на кут γi див. Фіг.5, сприяє дуже плавній зміні абсолютних осьових швидкостей газового потоку до і після перерізу В1. Нахил характеристики зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку у зоні В1-В2 повністю залежить від максимальної закрутки потоку у перерізі В1 яка регулюється гідравлічними кутами β1 та β2 лопаток робочого колеса 1 - обертального направляючого апарату, β1 – це кут між W 1 та U1, β2 - це кут між W2 та U1 див. Фіг.3. Відхилення ∆PVmax від площини перерізу В1 на кут γi сприяє його розкладу на два градієнти: осьовий grad Pt та радіальний grad Pv. У зоні H-В1 осьовий grad Pt направлений за потоком, сприяє прискоренню потоку, або іншими словами, додаткова кінетична енергія між кривими 5 та 6, див. Фіг.5, додається до потоку першим робочим колесом - обертальним направляючим апаратом, у зоні В1-В2 grad Pt направлений проти потоку, гальмує 19 останній, див. Фіг.5, радіальний grad Pv стягує потік у джгут до і після перерізу В1. Знижування у 3-4 рази потуги ударних хвиль, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару, дозволяє у 1,2-1,5 рази збільшити Са у перерізі В2 заявляемого способу. Збільшення Са у перерізі В2 до 260-290м/с, наприклад, автоматично призводить до появи понадзвукових швидкостей газового потоку у перерізі В1 та міжлопаточних і дифузорних каналах обертального направляючого апарату, яке рахуємо за сопла Лаваля. Відомо, що при продувці сопла Лаваля газовим потоком, статичний тиск котрого знижується по ходу потоку, неможливо отримати осьову швидкість газового потоку більше швидкості звуку, що пояснюється генеруванням відривних зон та відривних течій та на їх основі генерування стоячих ударних хвиль, які запирають сопла Лаваля. У нашому випадку сопла Лаваля, міжлопаточні дифузорні канали обертального направляючого апарату, продуваються газовим потоком, статичний тиск котрого підвищується по ходу потоку, що є гарантом повної відсутності відривних зон та відривних течій при любих дозвукових та надзвукових швидкостях продуваемого газового потоку. Тому, збільшення Са у перерізі В2 до (260-290) м/с повністю обґрунтовано. Згідно розподілу статичних тисків у перерізі В1 див. Фіг.5, поз. 7, абсолютна осьова швидкість газового потоку по осі буде більшою у порівнянні з аналогічною по периферії потоку, але у зони загальмованого потоку В1-В2 гальмуюча потік сила (-grad Pt, див. Фіг.5), яка залежить від кута γi, збільшується у напрямку від периферії до осі, тому газовий потік досягає перерізу В2 зі 100% стабілізацією абсолютних осьових швидкостей газового потоку від комля до периферії лопаток другого робочого колеса, що стискує потік, виконуючи при цьому основну функцію сучасних повітрязабірників. На прикладі того ж самого осьового компресора низького тиску, див. Фіг.2, розглянемо роботу способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів при роботі на злітному режимі при Vп>0, див. Фіг.4, узимку, наприклад, при Vп