Багатокамерний авіаційний роторний двигун

Реферат: Багатокамерний авіаційний роторний двигун зі статором, встановленим на валу ротором, камерами згоряння, спорядженими ущільнювачами, та сполученими з ними каналами введення паливної суміші та каналами виведення продуктів згоряння, механізмом запалювання та опорними підшипниками. Камери згоряння розташовані діаметрально протилежно і в кожній з них зосереджені канал введення паливної суміші, канал виведення продуктів згоряння та механізм запалювання. Статор має форму диска, діаметр якого в 2,5-10,0 разів перевищує його висоту, а ущільнювачі виконані з легких твердосплавних матеріалів з високою теплостійкістю. UA 114324 U (12) UA 114324 U UA 114324 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до двигунобудування, зокрема, до роторних двигунів внутрішнього згоряння і може бути застосованою в авіа- та машинобудуванні. Найбільш поширеного застосування вона матиме у виробництві двигунів для вертольотів. Однією з основних вимог до роботи двигунів, призначених для приводів несучих гвинтів вертолітних машин (як, до речі, і всіх інших літальних апаратів), є низька матеріалоємність, компактність, простота конструкції та високий ККД. В сучасному авіабудуванні традиційно використовуються авіаційні двигуни внутрішнього згоряння поршневого типу або ж повітрянореактивні. На деяких вертольотах застосовуються турбогвинтові двигуни, а також реактивні приводи несучого гвинта (Силовые установки вертолетов. Сб. ст. под ред. М.М. Масленникова. - М., 1959; Вертолетные газотурбинные двигатели. Сб. ст. под ред. М.М. Масленникова. - М., 1966). Але всі ці варіанти двигунів мають досить складну конструктивну побудову, що, звичайно, негативно позначається на ефективності та ресурсі їх роботи. Слід зазначити, що згадані вище бажані характеристики вертолітних двигунів мали би забезпечити двигуни роторного типу з огляду на особливості їх побудови. На сьогодні у цьому напрямку ведуться активні пошуки оптимальних конструкцій таких двигунів. Так, в патенті РФ № 8 1719695 (МПК : 02K 11/00, опубл. 15.03.1992, Бюл. № 10) описаний повітряно-реактивний роторний двигун, який містить статор, встановлений на валу ротор з камерами згоряння і систему дозованого подавання повітря та паливної суміші, систему запалювання та випускні сопла. Ротор виконаний з центральною та периферійною порожнинами, причому остання розділена на симетричні відсіки. Системи подавання палива та повітря цього двигуна розміщені безпосередньо в тілі вала, і саме це є одним із факторів, який може призвести до перегрівання палива або ж засмічення клапанів, крізь які воно проходить, що в кінцевому рахунку може стати причиною зупинки двигуна. Відомий також роторний двигун внутрішнього згоряння, до складу якого входить циліндричний корпус (статор), встановлений в корпусі двокулачковий ротор з валом, камери згоряння, виконані в корпусі, рухомі упори, які, хитаючись, контактують з ротором (патент РФ № 8 2036320, MПК : F02B 53/00, опубл. 27.05.1995). Недоліком цього двигуна є складність конструкції - так, наявність кулачка потребує додаткового приводу, двигун оснащений значною кількістю різноманітних елементів (важелів, упорів, копірів тощо). У сукупності всі ці деталі підвищують металоємність та масу двигуна, що робить його малоефективним для застосування в авіації. За найближчий аналог корисної моделі прийнятий багатокамерний авіаційний роторний двигун зі статором, встановленим на валу ротором, камерами згоряння, спорядженими ущільнювачами, та сполученими з ними каналами введення паливної суміші та каналами виведення продуктів згоряння, механізмом запалювання та опорними підшипниками (патент РФ 8 № 2153088, MПK :F02B 61/04, D64C 27/12, опубл. 27.07.2000). Представлений у цьому патенті двигун охоплює доволі широке поле використання - від авіації до суднобудування і, по-суті, об'єднує в собі три рівноцінні блоки, які складаються з циліндричного корпусу (статора), ротора і ущільнювачів. Варіантом конструктивного виконання двигуна у разі застосування його у вертольотах є один блок. Ротори двигуна оснащені ребрами, а ущільнювачі виконані у вигляді циліндричних тіл обертання. В процесі роботи двигуна ущільнювачі обертаються за рахунок тертя об внутрішню стінку корпуса та ребра ротора, що у поєднанні з високими температурами призводить до додаткового зносу як ущільнювачів, так і ребер ротора, а також до нагріву двигуна. У зв'язку з цим виникає підвищена вимога до періодичної заміни масла. Наслідком зносу ущільнювачів є також високі витоки між камерами і, як наслідок, падіння ККД. До недоліків цього двигуна слід віднести і те, що він оснащений множиною каналів введення паливної суміші і лише одним каналом виведення продуктів згоряння. За такої конструкції в процесі роботи частина двигуна з боку каналу виведення нагрівається більше, ніж частина, що межує з каналами введення, і двигун працює не функціонально, його вкрай важко регулювати по потужності. Робочий цикл двигуна (введення паливної суміші, стискання, запалювання та розширення) здійснюється поетапно в різних частинах відносно внутрішньої стінки статора. У цьому двигуні практично неможливо створити абсолютно однакові умови в протилежних камерах згоряння - а це пов'язано з різною кількістю палива, що надходить до камер, різним зносом ущільнювачів, неоднаковим станом свічок запалювання, різним зносом опорних підшипників. При цьому ротор і статор зазнають неоднакових динамічних навантажень, а значить, і ступінь зношеності їх теж буде неоднаковою. Але в будь-якому випадку вона буде досить швидкою. Управління робочим циклом цього двигуна здійснюється головним чином за допомогою різноманітних регулювальних пристроїв. Так, регулювання гранично допустимого тиску 1 UA 114324 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 всередині корпуса виконується підбором сили натягу пружин, для регулювання частоти обертання вала та ротора застосовуються регулятори співвідношення палива та повітря. Очевидно, що управління у такий спосіб не гарантує високої точності, що позначається на ефективності роботи двигуна. В основу корисної моделі поставлена задача підвищення ефективності роботи багатокамерного авіаційного роторного двигуна шляхом удосконалення його конструктивної побудови, зокрема шляхом оптимального позиціонування камер згорання та зосередження в кожній з них каналу введення палива, каналу виведення продуктів згорання і механізму запалювання, наданням статору двигуна дископодібної форми, а також оснащенням двигуна твердосплавними теплостійкими ущільнювачами, в результаті чого в кожній окремій камері здійснюється повний робочий цикл, ротор і статор зазнають однакових навантажень, всі робочі цикли синхронізуються та збалансовуються, мінімізується рівень вібрації, завдяки чому не втрачається потужність двигуна та суттєво знижується зношення всіх його елементів. Поставлена задача вирішується за рахунок того, що в багатокамерному авіаційний роторному двигуні зі статором, встановленим на валу ротором, камерами згоряння, спорядженими ущільнювачами, та сполученими з ними каналами введення паливної суміші та каналами виведення продуктів згоряння, механізмом запалювання та опорними підшипниками, згідно з корисною моделлю, камери згоряння розташовані діаметрально протилежно і в кожній з них зосереджені канал введення паливної суміші, канал виведення продуктів згоряння та механізм запалювання, статор має форму диска, діаметр якого в 2,5-10,0 разів перевищує його висоту, а ущільнювачі виконані з легких твердосплавних матеріалів з високою теплостійкістю. Ознаки, які відрізняють запропонований авіаційний двигун від ознак двигунів подібного призначення, описаних згідно з відомим технічним рівнем, зокрема, викладених у джерелі, прийнятому за найближчий аналог, обумовлюють вказаний вище технічний результат, який досягається в процесі роботи цього двигуна. Камери згоряння запропонованого роторного двигуна містять канали введення та виведення разом із механізмом запалювання, в той час як у відомому винаході ці елементи рознесені відносно внутрішньої сторони статору. За рахунок такого зосередження повний робочий цикл відбувається в кожній окремій камері, при цьому суттєво знижуються витрати палива, а всі робочі частини двигуна нагріваються однаково. За таких умов ротор і статор перебувають під однаковим навантаженням, система їх динаміки збалансовується, двигун є повністю механічно врівноваженим, а, значить, знос його суттєво знижується. Ці ефекти підсилюються також і тим, що камери згоряння позиціоновані діаметрально протилежно (або ж зустрічно), за рахунок чого в протилежних камерах створюються умови для абсолютно однакового протікання робочого циклу та виключається будь-яка вібрація в площині обертання гвинта вертольота, а для цієї площини, як відомо, різкі змінні навантаження неприпустимі. Кількість камер згоряння у роторному двигуні літального апарату визначається в залежності від габаритів двигуна - чим більшим є діаметр статора і ротора, тим більше він містить камер. Для типового вертольота середньої вантажопідйомності найбільш прийнятними є роторні двигуни з шістьма камерами згоряння. Підтвердженням цього стали численні експериментальні випробування ряду конструктивних варіантів роторних двигунів, створених розробниками даного технічного рішення. У запропонованому двигуні співвідношення діаметра статора (корпуса) до висоти останнього знаходиться в межах 2,5-10,0. По-суті такий статор наближений до форми диска, отож роторний двигун можна віднести до категорії дископодібних, і в цьому є його суттєва перевага. Поясненням цьому є те, що диск, маючи невелику висоту, займає набагато менше місця у порівнянні з класичними двигунами з циліндричною формою корпусу, а саме такими і оснащені сучасні літальні апарати. Очевидно, що зменшення висоти двигуна надасть можливості зменшити і габарити літального апарата, що призведе до покращення його літальних характеристик. Розмірні співвідношення у межах 2,5-10,0 були встановлені розробниками двигуна як найбільш оптимальні та прийнятні для типових вертольотів середньої вантажопідйомності. Було виявлено, що при співвідношенні діаметра і висоти статора меншому, ніж 2,5, камери згоряння були надто малими для нормального функціонування роторного двигуна, а при перевищенні цього співвідношення за межі 10,0 двигун стає завеликим як для даної категорії літальних апаратів. Роторний двигун, що заявляється, оснащений ущільнювачами, котрі мають вигляд пластин та виконані з легких твердосплавних матеріалів, здатних витримувати високі температурні навантаження. Вони не тільки забезпечують щільний контакт ротора зі стінками статора, а і позбавляють двигун багатьох вищезгаданих негативних наслідків, котрі мають місце у відомому 2 UA 114324 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 двигуні. Твердосплавні ущільнювачі стійкі до тертя та високих температур і не змінюють своїх експлуатаційних показників протягом тривалого часу, через що мають підвищений ресурс роботи. Мінімізація механічних втрат на внутрішнє тертя, зумовлена цими ущільнювачами, у поєднанні з тим фактом, що в процесі функціонування двигуна корисна робота здійснюється в протилежних камерах згоряння, призводять до суттєвого збільшення величини ККД запропонованого роторного двигуна. Так, наприклад, у порівнянні з дизельними поршневими двигунами ККД роторного двигуна більша на 40 %, а його діапазон потужності знаходиться в межах 100-1000 к.с. Слід зазначити, що цей дископодібний багатокамерний роторний двигун може працювати на цілому ряді палива: дизельному, біодизельному, спирті, бензині тощо. Суттєвою перевагою запропонованого двигуна є те, що управління роботою всіх основних його систем та механізмів здійснюється бортовим комп'ютером. Автоматична програмна система комп'ютера розрахована на керування, захист, контроль та відображення інформації щодо стану роторного двигуна на всіх етапах (циклах) його роботи. Вона містить систему управління пуском, систему управління та регулювання подавання палива і частоти обертання ротору, датчиків, пристроїв контролю подавання електроживлення і іншими засобами управління, необхідними для правильного запуску двигуна, його стійкої роботи та зупинки. Крім того, програмна система здатна обмежувати або вимикати двигун при виникненні тих чи інших ситуацій, відмінних від запланованих. Всі деталі двигуна виконані з легких твердосплавних матеріалів з високою теплостійкістю. Суть корисної моделі пояснена на прикладі схематичних креслень 6-камерного роторного двигуна, на яких зображено: - на фіг. 1 - авіаційний роторний двигун у розрізі; - на фіг. 2 - зовнішній вигляд роторного двигуна з підшипниками. Авіаційний роторний двигун має статор (корпус) 1, на валу 2 на опорних підшипниках 3 встановлений ротор 4 з шістьма камерами згорання 5. Камери 5 розташовані діаметрально протилежно по периферії ротора. Ротор 4 споряджений каналами примусового охолодження 6. В корпусі 1 виконані канали дозованого введення паливної суміші 7, канали виведення продуктів згорання 8, а також встановлені механізми запалювання 9. У роторному двигуні кількість каналів 7, 8 та механізмів запалювання 9 встановлюється залежно від кількості камер згоряння - в кожній камері по одному елементу 7, 8 та 9 (на кресленні камер шість і для спрощення читання креслення ці елементи показані не повністю). Статор охолоджується за допомогою каналів 10. Між ротором та внутрішньою стінкою статора знаходяться ущільнювачі 11 із теплостійкого твердосплавного матеріалу (для спрощення читання креслення показаний лише один ущільнювач). Перелічені камери та механізм запалювання сполучені з блоками управління комп'ютеризованої програмної системи (на кресленні не показані). Роторний двигун працює наступним чином: Через канал введення паливної суміші 7 в камеру згоряння 5 подається паливна суміш, яка при обертанні ротора стискається, запалюється за допомогою механізму запалювання 9 та виштовхується у вигляді продуктів згоряння через канали 8 - так здійснюється повний робочий цикл двигуна. У міру обертання ротора ці цикли повторюються в кожній камері. Продукти згоряння не відводяться в атмосферу, а через канали 8 надходять до системи випуску, з якої вони в нагрітому стані направляються до системи подачі паливної суміші, нагріваючи останню. Таким чином паливна суміш надходить до каналів введення 7 камери згоряння вже нагрітою, що значно прискорює процес її запалювання. Перевагою запропонованого роторного двигуна є те, що маса його рухомих частин значно менша, ніж в аналогічних за потужністю авіаційних двигунів, він має менші габаритні розміри, у ньому набагато менше деталей - його невеликі розміри покращують керованість. Двигун має високу потужність при невеликому об'ємі камер згоряння. Витрати палива двигуна у порівнянні з аналогічними за потужністю менші на 50 %, а ресурс роботи значно вищий. Для авіації, де кожна кінська сила та кожен кілограм ваги набувають важливого значення, поява такого двигуна є вкрай важливою подією. 55 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 60 Багатокамерний авіаційний роторний двигун зі статором, встановленим на валу ротором, камерами згоряння, спорядженими ущільнювачами, та сполученими з ними каналами введення паливної суміші та каналами виведення продуктів згоряння, механізмом запалювання та опорними підшипниками, який відрізняється тим, що камери згоряння розташовані 3 UA 114324 U діаметрально протилежно і в кожній з них зосереджені канал введення паливної суміші, канал виведення продуктів згоряння та механізм запалювання, статор має форму диска, діаметр якого в 2,5-10,0 разів перевищує його висоту, а ущільнювачі виконані з легких твердосплавних матеріалів з високою теплостійкістю. Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4