Что такое эжекция в двигателе

Математическая модель звукового газового эжектора с цилиндрической камерой смешения в системе турбоэжекторного двигателя

Математическая модель звукового газового эжектора

с цилиндрической камерой смешения в системе

Изложен алгоритм расчета рабочей линии газового эжектора в системе газотурбинного двигателя. Показана характеристика газового эжектора в системе турбоэжекторного двигателя. Характеристика получена впервые.

Появление турбоэжекторных двигателей (ТРДЭ) [1] поставило на повестку дня задачу разработки математических моделей газовых эжекторов в системе газотурбинного двигателя. Наиболее распространенным типом газового эжектора, эффективно работающим в широком диапазоне параметров газа, является звуковой эжектор с цилиндрической камерой смешения [2].

Ниже рассмотрена математическая модель указанного эжектора в системе турбоэжекторного двигателя. Расчетная схема показана на рис.1.

 2 , Р 2 * , F 2 , Р 2 * ,

 1 , Р 1 * , F 1 , Р 1 * ,

Рис. 1. Расчетная схема

Потоки эжектирующего и эжектируемого газов на начальном участке ( 1- , рис.1) не перемешиваются, а параметры в сечении запирания (сечение , рис.1) характеризуются некоторыми средними, постоянными по всему сечению значениями скорости, давления, температуры; полные давления, температуры торможения и расход сохраняются такими же, как и на входе в камеру смешения [3].

Коэффициенты восстановления полного давления  i по тракту двигателя считаются независящими от условий полета.

Расчет газового эжектора осуществляется в три этапа:

Первый этап — определение геометрии эжектора. Основной геометрической характеристикой эжектора является отношение площадей входных сечений сопел для эжектирующего и эжектируемого газов  = F 1 /F 2 (рис.1). Расчетным режимом для определения указанной характеристики является критический режим работы эжектора на взлетном режиме работы двигателя [4 ].

Исходными данными для расчета являются:

к о — степень повышения давления компрессора;

m о — коэффициент эжекции;

кс — коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания;

 2 — коэффициент восстановления полного давления в наружном канале;

 = i 1 * /i 2 * — отношение энтальпий смешиваемых газов.

Здесь индекс “о” соответствует взлетному режиму.

Для критического режима работы газового эжектора [3] справедливы:

уравнение сохранения импульсов, записанное для начального участка

где к i — показатели адиабаты в соответствующих сечениях (рис.1);

уравнение неразрывности газовых струй, записанное для начального участка ; (2)

уравнение баланса расходов смешиваемых газов

Совместное решение уравнений (1), (2), (3) позволяет определить ,  2 , , соответствующие критическому режиму.

Одновременно с  определяется коэффициент скорости  3 о на выходе из камеры смешения. Коэффициент скорости определяется с использованием основного уравнения эжекции [3], которое с учетом сил трения о стенки камеры смешения [2], имеет вид

где  = 0,0150,02 — коэффициент трения;

l см / h см — относительная длина камеры смешения;

Коэффициент скорости  3о используется в качестве граничного условия при составлении системы уравнений для расчета параметров эжектора в условиях полета. Граничными условиями для расчета являются:

Коэффициент скорости на выходе из звукового сопла  1 =1.

Коэффициент скорости на выходе из камеры смешения  3 . При этом, если турбина регулируется по закону т=const, то  3 = 3о [4 ]. Если турбина регулируется по закону т=var, то  3 определяется из условия неразрывности струи на выходе из камеры смешения

где q (са) — плотность тока в минимальном сечении соплового аппарата.

Коэффициент са определяется через газодинамическую функцию (са)=1/т.

Второй этап — расчет рабочей линии:  эж= . Рабочая линия эжектора в системе ТРДЭ определяется на основе согласования параметров компрессора, камеры сгорания, эжектора и турбины. Согласование параметров осуществляется методом подбора положения рабочих точек на характеристике компрессора, при котором параметры рабочего тела соответствуют условиям работы указанных элементов двигателя. При этом используются:

уравнение рабочей линии компрессора

уравнение баланса мощностей турбины и компрессора

где т берется в соответствии с законом регулирования: т=(Т в * );

где  3 — граничное условие (определяется в соответствии с законом регулирования: т=(Т в * ));

уравнение баланса расходов газа через компрессор и камеру сгорания

уравнение теплового баланса в камере смешения

характеристика камеры сгорания

где  г — полнота сгорания топлива;

коэффициент изменения расхода газа

где  — относительный расход воздуха, отбираемый за компрессором.

Величины А, В в уравнениях (6), (9), в соответствии с принятыми допущениями, являются постоянными в любых условиях полета. Их значения определяются на расчетном режиме, где все переменные, входящие в названные уравнения известны.

Полетные условия задаются температурой Т в * и давлением Р в * . Параметром регулирования в ТРДЭ, кроме т, также является подогрев  . Регулируемыми параметрами являются коэффициент скорости  3 и частота вращения , в соответствии с которой определяется режим работы двигателя

Система уравнений (615) при известном законе регулирования т = f (Тв * ) и  = f (Тв * ) представляет собой замкнутую систему, которая в зависимости от температуры Тв * однозначно определяет режим работы двигателя и параметры газового эжектора:  1 ,  2 ,  3 , m.

Степень повышения давления в эжекторе  эж = Р 3 * /Р 2 * определяется из уравнения баланса расходов газа через сечения 2 и 3 (рис.1)

Адиабатический КПД эжектора [3] определяется как

В соответствии с полученными значениями  эж , эж, m,  к строятся зависимости: эж= и эж= .

Третий этап — оценка возможности существования полученных режимов работы газового эжектора. Для каждого режима работы двигателя, заданного частотой , известны параметры: к, кс,  , ,  1 , которые позволяют определить критические параметры: эж кр , эж кр , m кр . Методика определения параметров следующая. Из совместного решения уравнений (1), (2) определяется  2кр , соответствующая критическому режиму работы. Из уравнения (3) определяется коэффициент эжекции m кр . Из уравнений (4), (5) определяется  3кр , соответствующая критическому режиму работы, а из уравнений (16) и (17) определяются степень повышения давления эж кр . и адиабатический КПД эж кр . Совокупность точек, характеризуемых значениями эж кр , эж кр и m кр , полученных для различных к, представляет собой линию критических режимов газового эжектора в системе ТРДЭ.

На рис.2 показана характеристика газового эжектора, полученная в системе ТРДЭ с исходными данными: =2000 К; к о =4,0; =1,29; m o = 0,05 при законе регулирования двигателя т=const; Т г * =const. Кривая аб , соединяющая предельные точки линий к = const, является линией критических режимов. Реальными являются лишь режимы, соответствующие области характеристики между этой линией и осями координат. Кривая с д , соединяющая рабочие точки, которые получены в результате совместного решения уравнений (617), является рабочей линией эжектора.

Анализ полученной характеристики (рис.2) показывает:

Рабочая линия находится в области рабочих режимов газового эжектора.

Степень повышения компрессора ограничена расчетным значением к = 4,0 (при больших к происходит запирание камеры смешения).

Читать еще:  Урал волк тюнинг двигателя

Производительность эжектора с увеличением скорости полета (снижением к) возрастает.

Адиабатический КПД эжектора с увеличением скорости полета увеличивается (с 2% в условиях взлета до 30% в условиях крейсерского полета).

Эжектор имеет резерв по производительности — удаление рабочей линии от линии критических режимов (в турбоэжекторном двигателе этот резерв используется за счет повышения т).

Что такое эжекция в двигателе

Вес силового блока, кгс

Результаты стендовых испытаний* показали, что дизель AVDS -1790-2АС раз­вивает мощность 750 л. с. на американском дизельном топливе при температуре окружающего воздуха 29,4°С. При работе на стандартном отечественном топливе мощность двигателя снижается на 17-18 л. с. В объектовых условиях (разрежение на всасыва­нии 11000 Н/м2, противодавление на выпуске 1500 Н/м 2 ) двигатель развивает мощ­ность 600-605 л. с. при эффективном удельном расходе топлива 235-237 г/(л. с. · ч).

Коэффициент приспособляемости по крутящему моменту Коб = 1,16, а по оборотам – Ков=1,37. Двигатель не является многотопливным, хотя и может кратковременно ра­ботать на легких топливах с существенным снижением мощности. Необходимо отметить малый расход (угар) масла, составляющий 0,7-1,2 г/(л. с. · ч), что свидетельствует об оптимальных зазорах в цилиндро-поршневой группе и высокой культуре производст­ва.

Двигатель имеет раздельные цилиндры, каждый из которых представляет моноблочное соединение с головкой.

В развале блоков цилиндров размещены приводы двух вентиляторов системы ох­лаждения, топливный насос высокого давления, механизмы привода вспомогательных агрегатов, а также выпускные коллекторы. С наружных сторон развала цилиндров рас­положено по два масляных радиатора систем смазки двигателя и трансмиссии. Со сто­роны трансмиссии на уровне радиаторов к двигателю крепятся два турбокомпрессора (ТКР), работающие в импульсном режиме.

Охлаждение турбокомпрессора – масляно-воздушное. Проточную часть центробеж­ного компрессора составляют рабочее колесо открытого типа, клиновой лопаточный диф­фузор, газосборник. Проточная часть турбины содержит рабочее колесо открытого типа, профилированную улитку и сварной сопловой аппарат. После компрессор» воздух попа­дает в центральную емкость впускного коллектор» и далее по индивидуальным патруб­кам к цилиндрам. Всасывающий коллектор такого типа имеет большие габариты, чем коллектор двигателя типа В-2, но обеспечивает лучшую равномерность наполнения ци­линдров.

Для режимов максимальных мощности и крутящего момента теплоотдача двига­теля составляет соответственно в масло 60-62 тыс. и 45-47 тыс. ккал/ч; в охлаждающий воздух – 320-325 тыс. и 224-229 тыс. ккал/ч.

В целом компоновочная схема дизеля AVDS-1790-2АС является типичной для V — образных двигателей.

Система смазки – с сухим картером, двухконтурная. Основной контур предназна­чен для подачи масла к узлам трения, а вспомогательный — для охлаждения поршней.

* Стендовые испытания приводились на предприятии при участии В. А. Глазкова, С. Л. Коломийца, В. А. Великоредчанина и др.

Все агрегаты и узлы системы конструктивно объединены с двигателем. Маслобак за­меняет специальный резервуар, выполненный в поддоне двигателя. Заправочная емкость системы 49,4 л, а полная емкость – 68,4 л. Применяются масла SAE-50, SAE-30 и SAE-10 в зависимости от температуры окружающей среды. Заправка масла и конт­роль уровня масла производится через две горловины. Масло может быть слито из от­деления нагнетающей секции через сливную пробку. Основной контур питается маслом от нагнетающей секции маслонасоса, который забирает масло из постоянно заполненно­го резервуара. Масло в этот резервуар подается из крайних секций двумя откачиваю­щими насосами. Такая конструкция позволяет обеспечить бесперебойную подачу масла на кренах и дифферентах до 30°.

Из нагнетающей секции масло через два радиатора и фильтр грубой очистки поступает к местам смазки. Часть масла после фильтра грубой очистки проходит фильтр тонкой очистки и поступает к топливному насосу и турбокомпрессорам.

Нагнетающий маслонасос обеспечивает производительность 189 л/мин (масло SAE-50, температура масла 82,5°С). Давление в системе поддерживается специаль­ным регулятором в пределах 2,8-4,9 кгс/см 2 .

Масляные радиаторы – трубчато-ленточные, паяные, из алюминия. Каждый из них имеет термостатический и перепускной клапаны. Термостатический клапан перепускает масло мимо радиатора, если его температура ниже 65°С. Перепускные клапаны предо­храняют радиаторы от повышенного давления. Фильтры грубой и тонкой очистки смон­тированы в одном корпусе, имеют удобный доступ и снабжены предохранительными кла­панами. Фильтрующий элемент фильтра грубой очистки – проволочная сетка с ячейкой 80 мкм, а фильтр тонкой очистки — бумажный, с зазором 25 мкм.

Во вспомогательный контур масло подается специальным маслонасосом произво­дительностью 174 л/мин. Из заднего сливного резервуара масло поступает к специаль­ным форсункам, установленным в нижней части каждого цилиндра. К поршням масло по­дается непрерывной струей. Контур оснащен термостатическим клапаном, отрегулиро­ванным на температуру 63°С; каких-либо фильтров и радиаторов контур не имеет. Уст­ройств для предпускового разогрева масла не предусмотрено.

Конструктивное объединение основных агрегатов (маслобака, фильтров, маслопроводов, клапанов) системы смазки с остовом двигателя и размещение радиаторов на двигателе обеспечивают компактность, надежность и удобство обслуживания, а наличие термостатов позволяет поддерживать температуру масла в оптимальном диапазоне, что улучшает общие характеристики системы.

Топливная система танка отличается простотой схемы, размещением всего топ­лива внутри забронированного объема МТО в двух топливных баках, суммарная емкость которых 1450 л.

Топливные баки размещаются в МТО справа и слева от двигателя. Баки алюми­ниевые, без внутреннегр покрытия. Сложная конфигурация баков позволяет лучше ис­пользовать отводимый объем и использовать бак в качестве направляющего аппарата системы охлаждения. Установка баков на мягких резиновых амортизаторах и возможность регулировки передних опор уменьшает возможность их деформации при монтаже и при пе­рекосах корпуса. Заправка баков производится через заливную горловину правого бака.

В заправочной горловине имеется сетчатый фильтр. Большие размеры заливной горло­вины (Ø 110 мм) и соединительной трубы между баками обеспечивают высокую ско­рость заправки. В левом баке находится запасная горловина. Заправочный насос отсут­ствует. Слив топлива может производиться через специальные люки в днище. Для уда­ления отстоя каждый бак снабжен быстродействующим устройством. Уровень топлива замеряется двумя поплавковыми датчиками автомобильного типа. Внутри топливных баков смонтированы затопленные центробежные насосы фирмы «Токчейм» с магнитным приводом от электродвигателя производительностью 1000 л/ч, с максимально раз­виваемым давлением – 0,47 кгс/см 2 . В правом баке насос установлен в передней ча­сти, а в левом – в задней части бака. Топливо от насосов поступает к трехходовому клапану, который исключает перекачку топлива из бака в бак и слив его из агрегатов двигателя в баки на стоянке. Для фильтрации топлива имеются фильтр грубой очистки, фильтр тонкой очистки и фильтрующие элементы насосов высокого давления. Фильтр грубой очистки – односекционный, с фильтрующей поверхностью 2,2·10 -2 м 2 . Емкость стакана 1,270 л, из которых 0,7 л служат отстойником и соединяются с краном сли­ва. Фильтр тонкой очистки – двухступенчатый. Первая ступень состоит из двух кар­тонных фильтрующих элементов, вторая ступень — из одного картонного пакета.

Читать еще:  Газ 31105 регулятора холостого хода двигатель крайслер

Топливоподкачивающий насос – шестеренчатого типа с внутренним зацеплением. Производительность насоса – 755 л/ч. Перепускной шариковый клапан отрегулирован на перепад давления 1,76 кгс/см 2 . Привод насоса осуществляется от: коленчатого ва­ла двигателя.

Топливный насос высокого давления — двухсекционный, распределительного ти­па, с плунжерами диаметром 12 мм и ходом 6 мм, изготовляется фирмой «Америкен Бош». Он укомплектован механическим регулятором прямого действия и электрическим устройством аварийной остановки двигателя. В подводящей магистрали насоса установ­лен картонный фильтрующий элемент. На выходе из отводящей магистрали имеются два клапана: первый пропускает топливо из насоса при достижении в нем определенно­го давления, а второй препятствует обратному течению топлива или воздуха.

Форсунки закрытого типа имеют удлиненный распылитель с игольчатым клапаном и восемью отверстиями диаметром 0,3 мм. Давление начала впрыска 208 кгс/см 2 . Кроме того, в топливной системе танка и двигателя предусмотрен подвод топлива к факельному подогревателю впускного воздуха и обогревателю для экипажа.

Все топливные фильтры, подкачивающий насос и агрегаты факельного подогревателя Выпускного воздуха смонтированы на двигателе. Топливная система танка соединена с топливной системой двигателя двумя быстроразъемными самозапирающимися соединениями.

Топливная система танка М-60А1 отличается простой схемой и высокой надеж­ностью. Однако размещение всего топлива в МТО увеличивает бронируемый объем это­го отделения.

Система воздушного охлаждения двигателя AVDS-1790-2АС включает два осевых вентилятора диаметром 625 мм. Охлаждающий воздух просасывается параллельны­ми потоками через масляные радиаторы двигателя и трансмиссии, а также межреберные каналы головки и цилиндра двигателя.

Максимальная производительность вентиляторов при работе двигателя на режиме максимальной мощности составляет 10,4 м 3 /с с затратой мощности 120 л. с. на их привод. На режиме максимальной мощности окружная скорость лопаток достигает 159 м/с.

В приводе вентиляторов с целью предохранения механической передачи от дина­мических нагрузок при резком изменении числа оборотов использованы фрикционные муфты.

Система выпуска отработавших газов. Отработавший газ из цилиндров двигателя попадает в четыре выпускных коллектора, объединяющих по три цилиндра. Каждый из четырех выпускных коллекторов индивидуально соединяется с корпусом турбины ТКР.

В конструкции выпускных коллекторов применяются сильфоны, исключающие деформацию коллекторов.

Импульсная выпускная система с объединением потока отработавших газов от трех цилиндров в один коллектор и низким противодавлением за турбиной (1500-2200 Н/м 2 ) позволяет наиболее полно использовать энергию этих газов при общем КПД турбины, равном 0,51-0,53.

МТО сверху и с кормы закрыто металлическим коробом, образующим с броневой крышей дополнительное пространство, в которое отводятся выпускные газы после тур­бин, где они перемешиваются с воздухом системы охлаждения, значительно снижая теплоизлучение танка.

Система пуска двигателя AVDS-1790-2АС осуществляется электростартером, питаемым шестью аккумуляторными батареями.

Для облегчения пуска в условиях отрицательных температур на двигателе преду­смотрена система факельного подогрева впускного воздуха (ФП). По заявлению фирмы, факельный подогрев совместно с маловязким маслом обеспечивает пуск двигателя при температуре окружающего воздуха до –32°С. Проверка работоспособности ФП показала, что он нормально функционирует на отечественном дизельном топливе до температуры

0°С. когда его вязкость меньшею 10 -5 м 2 /с. При более низких температурах ФП может работать только на маловязких топливах, например ТС-1. При температурах окружаю­щего воздуха от –6 до –7°С и электролита в аккумуляторных батареях –20°С двига­тель запускался надежно.

ФП включает две камеры сгорания, топливную и электрическую системы и систе­му зажигания. Камеры сгорания расположены на впускных коллекторах двигателя.

Закрытая система вентиляции картера с отсосом картерного газа в выпускной патрубок после турбины ТКР за счет эжекции отличается исключительной простотой.

Для очистки газа от паров масла используется способ расширения его при входе в корпус привода газораспределения ( V ≃ 2250 см 3 ). При работе двигателя на топли­ве ДЛ и масле МТ16-ИХПЗ система вентиляции картера обеспечивала давление в кар­тере не более 800-1000 Н/м 2 .

  1. Использование двигателя воздушного охлаждения, размещение всего запаса топлива в МТО, наличие дополнительного объема для смешения отработавших газов с воздухом системы охлаждения приводят к существенному увеличению бронируемого объема.
  2. Конструктивное объединение основных агрегатов системы смазки (маслобака, фильтров, клапанов, маслопроводов) с остовом двигателя и размещение радиаторов на двигателе обеспечивают компактность, надежность работы при кренах и дифферентах и удобство обслуживания, а наличие термостатов позволяет поддерживать оптимальную температуру масла в оптимальном диапазоне, что также улучшает характеристику сис­темы.
  3. Топливная система танка М-60А1 отличается простотой схемы, малым чис­лом баков и высокой надежностью благодаря тщательной трехступенчатой фильтрации топлива и наличию боковых затопленных топливоподкачивающих насосов.
  4. Факельный подогрев впускного воздуха и применение маловязких масел по­зволяют производить уверенный пуск двигателя при отрицательных температурах окру­жающего воздуха.
  5. Дифференцированный подвод впускного воздуха приводит к лучшему наполнению цилиндров, а импульсная система обеспечивает наиболее полное использование энергии отработавших газов в турбине.
  6. Применение алюминиевых радиаторов, малоинерционных турбонагнетателей, импульсной выпускной системы, весьма малые расходы масла на двигателе свидетель­ствуют о высоком технологическом уровне исполнения двигателя и систем силовой ус­тановки.

Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке

Владельцы патента RU 2587733:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей. Технический результат изобретения — создание автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, и максимальное использование поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. Эффективность эжекторной системы достигается применением шевронного сопла, соединенного с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей.

Газотурбинные энергоустановки находят все более широкое применение в современной авиации, в том числе из-за все возрастающей потребности в выработке электроэнергии на борту летательных аппаратов (для «электрических» самолетов). Электрогенераторы имеют масляное охлаждение.

Решение проблемы сброса тепла в количестве 20…60 кВт с применением воздушно-масляных теплообменников и продувкой от вентиляторов с напорностью 4000…7000 Па является достаточно затратным (по потребным мощностям и габаритам вентиляторов). Вторая проблема — существенное снижение напорности и расхода в высотных условиях эксплуатации (H>8000 м). Кроме вышеуказанного следует учесть, что вентилятор является устройством повышенной опасности из-за наличия в конструкции узла с высокой кинетической энергией (лопасти вентилятора в случае их обрыва).

Читать еще:  Электро двигатели 120 оборотов

Возможным решением вышеназванных проблем является применение эжекторной системы охлаждения, которая характеризуется меньшей зависимостью от высотности эксплуатации, компактностью, отсутствием вращающихся роторов, эффективностью.

Эжекторные устройства широко используются в авиационных изделиях, например в соплах газотурбинных двигателей для увеличения тяги.

Наиболее близким аналогом (прототипом) является система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя по патенту RU 2131380. Эжектор находится вблизи входа в выхлопное сопло, куда поступает газ из сопла двигателя. Выходное сечение сопла — в основании хвостовой части самолета.

Из патента RU 2131380 видно, что схема конструктивно привязана к конкретному месту на борту летательного аппарата (в хвостовой части самолета), а также существует необходимость наличия воздуховпускного отверстия с диффузором.

В основе изобретения лежит задача создания автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, максимального использования поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. При этом эжекторная система охлаждения масла является компактной.

Поставленная задача решается тем, что в эжекторной системе охлаждения масла применено шевронное сопло с умеренной конфузорностью для увеличения коэффициента эжекции с прокачкой охлаждающего воздуха через воздушно-масляные радиаторы, установленные на трапециевидном патрубке.

Преимущество изобретения состоит в том, что конструкция независима от места расположения в отсеке летательного аппарата. Эффективность эжекторной системы достигается использованием шевронного сопла с умеренной конфузорностью и патрубка воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы, что приводит к снижению аэродинамического сопротивления и дает возможность максимального использования контура двигательного шевронного сопла для увеличения эффекта эжекции.

Пример выполнения изобретения схематично изображен на чертежах, где

на фигуре 1 показана функциональная схема эжекторной системы охлаждения масла,

на фигуре 2 показан вид эжекторной системы со стороны сопла.

Эжекторная система охлаждения масла состоит из шевронного сопла 2, соединенного с выходом из турбины 1, оболочки наружного контура 3, трапециевидного патрубка 6 с фланцем крепления воздушно-масляного радиатора 4 и камеры смешения 5 воздушного потока охлажденного воздуха струей горячих газов.

Эжекторная система охлаждения масла работает по принципу струйного насоса за счет использования кинетической энергии струи выхлопных газов, проходящих через шевронное сопло для создания всасывающего потока охлаждающего воздуха через воздушно-масляные радиаторы с последующим смешением с потоком горячих газов в камере смешения.

Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке, содержащая шевронное сопло, соединенное с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы.

Эжекторное реактивное сопло

Предлагаемая полезная модель относится к области ракетостроения и предназначена для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. Целью настоящей полезной модели является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки летательного аппарата за счет устранения кольцевой щели. Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя содержит сверхзвуковую часть 1, на поверхности которой, вдоль образующей 2, выполнены продольные щели 3. Напротив каждой щели, с наружной стороны сопла установлены пластины 4, выполненные с возможностью одновременного перемещения вдоль щелей при помощи механизма 5.

Предлагаемая полезная модель относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя.

Известно эжекторное реактивное сопло, имеющее сопло Лаваля и расположенную соосно с ним цилиндрическую камеру смешения. [Г.Н.Абрамович «Прикладная газовая динамика», издание 2, стр.309, г.Москва, Гос. Изд. Технико-теоретической литературы, 1953 г., «эжекторное реактивное сопло»] — прототип.

Недостатком прототипа является стационарное расположение камеры смешения.

Целью настоящей полезной модели является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки летательного аппарата за счет организации подвижной камеры смешения с расширяющейся профилированной частью.

Цель достигается тем, что эжекторное реактивное сопло, содержащее сопло Лаваля и камеру смешения, расположенную соосно с ним, причем камера смешения состоит из цилиндрической и расширяющейся профилированной частей, и выполнена с возможностью перемещения вдоль продольной оси сопла.

На фиг.1 изображена схема сопла на стартовом режиме.

На фиг.2 изображена схема сопла на высотном режиме.

Эжекторное реактивное сопло ракетного двигателя содержит сопло Лаваля 1, соосно расположенную с ним камеру смешения, состоящую из цилиндрической 2 и профилированной расширяющейся 3 частей, представляющих единое целое. Камера смешения выполнена с

возможностью перемещения вдоль продольной оси сопла Лаваля 1 при помощи механизма 4.

На стартовом режиме смесительная камера расположена таким образом, что место стыка ее частей — цилиндрической 2 и расширяющейся профилированной части 3 находится за срезом выходного сечения сопла Лаваля 1, образуя зазор.

На высотном режиме работы смесительная камера при помощи механизма 4 перемещается в сторону среза сопла Лаваля 1. При этом контур сопла Лаваля 1 становится продолжением контура расширяющейся профилированной части 3 смесительной камеры, образуя единое целое.

Эжекторное реактивное сопло ракетного двигателя работает следующим образом. На старте и начальных участках траектории полета летательного аппарата, в плотных слоях атмосферы, тяга сопла создается его частью — соплом Лаваля 1. При этом смесительная камера расположена за срезом сопла Лаваля 1, а через зазор между цилиндрической частью 2 смесительной камеры и срезом сопла Лаваля 1 осуществляется эжекция атмосферного воздуха, способствуя увеличению тяги.

Следует отметить, что в данном случае эжекция атмосферного воздуха имеет место из-за понижения давления между срезом сопла Лаваля 1 и цилиндрической частью 2 камеры смешения, удерживая скачек уплотнения на срезе сопла Лаваля 1 и обеспечивая дополнительную (присоединенную) массу. В данном случае не имеет место принудительный отрыв потока из-за доступа повышенного атмосферного давления (принцип действия щелевого сопла).

На высотном участке траектории полета камера смешения при помощи механизма 4 перемещается в сторону среза сопла Лаваля 1. При этом контур профилированной части 3 смесительной камеры становится продолжением контура сопла Лаваля 1 и весь контур — сопло Лаваля 1 + профилированная расширяющаяся часть 5 смесительной камеры 2 участвует в создании тяги.

Следует отметить, что окончательная проектируемая геометрическая степень расширения эжекторного сопла остается неизменной.

Предлагаемое изобретение обеспечивает привлечение (эжекцию) дополнительного расхода атмосферного воздуха и регулировку высотности сопла, что дает возможность увеличения полезного груза или дальности полета летательного аппарата и несомненно дает положительный экономический эффект.

Эжекторное реактивное сопло, содержащее сопло Лаваля и камеру смешения, расположенную соосно с ним, отличающееся тем, что камера смешения состоит из цилиндрической и расширяющейся профилированной частей, и выполнена с возможностью перемещения вдоль продольной оси сопла.

Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector