В дозвуковой транспортной и пассажирской авиации пути дальнейшего совершенствования авиационных двигателей хорошо известны. Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет поднимать степень повышения давления в компрессоре. За счет этого мероприятия уменьшается коэффициент избытка воздуха. Введение в конструкцию двигателя промежуточного охлаждения воздуха также ведет к увеличению удельной тяги двигателя и повышению его экономичности. На этом пути в настоящее время ученые и конструкторы достигли определенных успехов: степень повышения давления составляет Пк = 80, а температура газов перед турбиной может достигать теоретически 1900 градусов Кельвина.

Современный пассажирский самолет пролетает без дозаправки 13000 километров пути. При средней скорости самолета 800 километров в час можно практически попасть в любую точку земного шара, но время перелета очень большое. Для современного общества терять в полете более 16 часов слишком большая роскошь. Именно поэтому ученые работают над созданием сверхзвуковых лайнеров. В конце шестидесятых годов было создано два сверхзвуковых пассажирских лайнера разными фирмами. Советский лайнер ТУ-144 просуществовал недолго, из-за низкой технической надежности эксплуатация его была прекращена.

Англо-французский самолет Конкорд с тех пор совершал регулярные рейсы между Европой и Америкой, но в настоящее время он тоже не летает. Слишком неэкономичным оказался данный тип самолетов в гражданской авиации. Военный самолет ТУ-160 при скорости полета два Маха несет боевое дежурство в России до сих пор. В период энергетического кризиса только военная авиация способна эксплуатировать самолеты подобного класса. Скорость сверхзвукового пассажирского самолета в три раза выше, чем у дозвукового аэробуса. В настоящее время конструкторы проектируют сверхзвуковой пассажирский самолет небольшой вместимости и с пониженным уровнем шума. Самолет будет предназначен для богатых бизнесменов, чье время стоит очень дорого.

Ведутся работы по созданию гиперзвукового самолета, который способен развивать скорость М = 21 при высоте полета до 100 километров. В США уже провели первые испытания модели, которая проработала десятки секунд. Практически подобный самолет будет выходить на низкую космическую орбиту. Для этого самолета разрабатываются прямоточные гиперзвуковые двигатели, горение топлива в которых происходит на сверхзвуковой скорости.  Двигатель такого класса на старте не имеет тяги. Взлететь самолет с гиперзвуковыми двигателями с взлетной полосы не может, поэтому он работает совместно с ракетными двигателями. Взлет и разгон осуществляется за счет ракетных двигателей, а полет на крейсерской скорости проходит на прямоточных двигателях.

Ракетный двигатель очень неэкономичен: полет обойдется гораздо дороже, чем на сверхзвуковых пассажирских самолетах. Экономия времени большая, но так ли уж важно выиграть пару часов полета за счет колоссальной стоимости билета? К тому же при полете на таких космических скоростях возникает масса проблем. Обшивка самолета разогревается до шестисот градусов Цельсия, а это скажется на надежности полетов. Именно поэтому прекратились полеты в космос на кораблях многоразового пользования. В настоящее время необходимо решить вопросы надежной теплоизоляции корпуса планера. Научные исследования по созданию пассажирского гиперзвукового самолета закончатся тем, что все разработки будут использованы в военной промышленности.

В гражданской авиации необходим экономичный двигатель при скорости полета четыре – пять Маха. Это самая оптимальная скорость полета в пассажирской авиации, за два часа можно попасть в любую точку земного шара. При этой скорости и обшивка планера разогревается не очень сильно. При максимальной скорости шесть чисел Маха такой двигатель можно будет использовать в качестве разгонного двигателя для прямоточного гиперзвукового двигателя со сверхзвуковой скоростью горения. Вот тогда можно будет создать экономичный самолет, рассчитанный почти на космическую скорость полета. Отпадет необходимость в использовании в качестве разгонной ступени ракетного двигателя, который очень неэкономичен.

Воздушно реактивные двигатели ВРД до шести чисел Маха, применяющиеся в настоящее время, имеют очень большой недостаток. При сверхзвуковой скорости полета все процессы в ВРД происходят при дозвуковых скоростях: это сжатие воздуха в компрессоре, горение топлива в камере сгорания. В прямоточном двигателе до шести чисел Маха горение топлива в камере сгорания также происходит на дозвуковых скоростях. Поэтому необходим переход через скорость звука, который осуществляется во входном устройстве двигателя. Наибольшее распространение получили двух или трех скачковые входные устройства. Прямой переход через скорость звука в одном скачке очень неэкономичен. В двух, трех скачках сжатие воздуха происходит с меньшими потерями.

Не смотря на различные ухищрения конструкторов, при сжатии воздуха в сверхзвуковом входном устройстве теряется более половины энергии набегающего потока. Эта огромная энергия разогревает воздух, который затем необходимо сжимать в компрессоре. Сжимать разогретый воздух очень трудно, на это требуется затратить огромную механическую энергию, которую вырабатывает турбина. В прямоточном двигателе избыточное тепло, которое выделилось при сжатии воздуха во входном устройстве, также ухудшает его характеристики. Снижается удельная тяга за счет сжигания меньшего количества топлива в камере сгорания, Тормозящийся поток набегающего воздуха создает высокое лобовое сопротивление двигателю.

Инерционный термодинамический цикл работает примерно на трех скоростях звука, эта скорость ограничена прочностью существующих металлов. Для этого цикла нет необходимости тормозить набегающий поток во входном устройстве, теряя более половины его энергии. В ротор воздух должен поступать при скорости 3 числа Маха, это порядка одной тысячи метров в секунду. При высокой скорости потока происходит преобразование кинетической энергии воздуха во вращательный момент ротора. На старте, когда скорость полета самолета равна нулю, компрессор разгоняет воздух до скорости три числа Маха, после чего происходит термодинамический процесс преобразования кинетической энергии в механическую.

При наборе скорости и высоты компрессор постепенно за счет поворотных лопаток направляющих аппаратов и регулирования проходных сечений повышает давление, сохраняя при этом постоянную скорость 3М на входе в ротор. Таким образом, во входном устройстве нет никаких скачков уплотнения, воздух входит в него со сверхзвуковой скоростью и частично затормаживается. На большой высоте полета воздух сильно разрежен, поэтому компрессор сжимает его на максимальную величину, которая заложена в конструкции компрессора, но,  скорость воздуха на входе в ротор должна сохраняться  примерно 3М. Это позволит снять с двигателя максимальную мощность при минимальных затратах топлива.

Скачок уплотнения происходит в самом роторе при более высокой температуре, энергия этого скачка выделяется в ротор в виде вращающего момента, который используется для вращения компрессора. Воздух, поступающий в компрессор со сверхзвуковой скоростью, холодный, на высоте отрицательная температура, поэтому сжимать его легче, чем в ВРД. На это сжатие затрачивается гораздо меньшая механическая энергия, вырабатываемая ротором. Экономия топлива на сверхзвуковом сжатии будет очень существенной. В роторе сжигается только небольшая часть топлива, выделенная энергия используется на сжатие воздуха и вращение ротора.

Основное топливо сжигается в камере сгорания после ротора, значит, нет никакого ограничения по температуре. Вся энергия газа используется только на разгон рабочего тела в сопле Лаваля. Горение происходит при коэффициенте избытка воздуха равном единице, то есть, сжигается весь кислород воздуха, сжатого в компрессоре. Реактивная струя газа, вытекающая из сопла, будет иметь очень высокую скорость, что обеспечит  полет самолета до шести чисел Маха. Этот двигатель по скорости истечения газа из сопла и удельной тяге является промежуточным между ВРД и ЖРД или ТТРД. Можно сказать, что он по своим характеристикам ближе к ракетным двигателям.

На рис. 1 изображен турбореактивный двигатель с инерционным ротором. На рис. 2 изображено сечение А-А в увеличенном масштабе.

На рис. 3 изображено сечение Б-Б в увеличенном масштабе.

1 – неподвижный наружный корпус, 2 – корпус входного устройства, 3 – аэродинамическая стойка входного устройства, 4 – поворотные лопатки направляющего аппарата первой ступени, 5 – поворотные лопатки направляющего аппарата второй ступени, 6 – вращающиеся лопатки компрессора, 7 – бандаж вращающихся лопаток компрессора.

8 – воздушный канал, отводящий половину воздуха на обратную сторону ротора, 9 – воздушный канал, подводящий сжатый воздух после компрессора в сопло ротора, 10 – цилиндр ротора, образованный вращающимся корпусом ротора и боковыми перегородками, 11 – бандаж ротора, 12 – кольцевая камера сгорания, 13 – наружный неподвижный корпус.

14 – камера догорания и суживающаяся часть сверхзвукового сопла, 15 – наименьшее сечение сопла, 16 – расширяющаяся часть сверхзвукового сопла, 17 – корпус сверхзвукового сопла, 18 – полость для прокачки охлаждающего воздуха, 19 – неподвижная опора с подшипниковым узлом, 20 – вращающийся барабан компрессора, 21 – шлицевой диск барабана, 22 – шлицевой вал, соединяющий ротор с компрессором.

23 – центробежный компрессор, жестко соединенный с ротором, 24 – неподвижные лопатки направляющего аппарата, 25 – силовая стойка, соединяющая наружный корпус с соплом и закрывающая окна ротора, 26 – внутренний обтекатель с подшипниковым узлом,

27 – корпус вращающегося ротора со шлицами, установленный на подшипники, 28 – воздушный канал подвода воздуха в окна ротора, 29 – окна в роторе, выводящие газы в камеру сгорания, 30 – полость ввода воздуха в ротор, 31 – окна ротора, закрытые боковой неподвижной стенкой корпуса ротора.

32 – воздушный канал подвода воздуха в окна ротора со стороны компрессора, 33 – камера сгорания, расположенная в верхней части ротора выше окон цилиндра, 34 – цилиндр ротора, частично попавший в сечение, в котором происходит сгорание топлива, 35 – перегородки ротора, 36 – топливный трубопровод с форсункой.

Неподвижный наружный корпус 1, конус входного устройства 2 и аэродинамические стойки 3 образуют сверхзвуковое входное устройство, в котором воздух незначительно сжимается, не переходя через скорость звука при полете на сверхзвуковых скоростях. Скачков уплотнения в нем не возникает, а значит, нет потерь энергии набегающего потока воздуха, воздух незначительно нагревается за счет сжатия. В данном случае сохраняется кинетическая энергия набегающего потока воздуха и его минимальная температура. По сравнения с ВРД, где во входном устройстве теряется более половины кинетической энергии потока, в предлагаемом двигателе обеспечивается наиболее экономичный режим работы.

Компрессор, работающий на сверхзвуковых скоростях воздушного потока, состоит из следующих узлов. Поворотные лопатки первой и второй ступени 4 и 5, а если нужно, то и остальных ступеней,  вращающиеся лопатки компрессора 6, бандаж вращающихся лопаток 7, неподвижная опора с подшипниковым узлом 19, вращающийся барабан компрессора 20, шлицевой диск барабана 21 и центробежный компрессор 23.

Воздушный канал 8, 9, 28, 32 и топливный трубопровод с форсункой 36 образуют систему регулирования подачи топливной смеси в ротор.  За счет регулируемых проходных сечений (этот механизм регулирования на чертеже не показан) поток воздуха вместе с топливной смесью подается со скоростью, равной окружной скорости вращения ротора. Поток воздуха и топливной смеси, попадая в цилиндр ротора, становится неподвижным относительно вращающегося ротора. Регулировка проходных сечений зависит от скорости полета, а также от скорости вращения ротора.

Ротор состоит из следующих узлов. Цилиндр ротора 10, бандаж ротора 11, неподвижные лопатки направляющего аппарата 24. Силовая стойка с неподвижным корпусом 25, внутренний обтекатель с подшипниковым узлом 26, корпус вращающегося ротора со шлицами 27, окна в роторе 29, выводящие газы в камеру сгорания, полость ввода воздуха в ротор 30, камера сгорания 33 и перегородки ротора 35. Ротор с компрессором соединяется шлицевым вылом 22.

Разгонная часть двигателя состоит из следующих узлов. Кольцевая камера сгорания 12, работающая на дозвуковой скорости горения топлива. Наружный неподвижный корпус 13 и корпус сверхзвукового сопла 17 образуют полость 18 для прокачки охлаждающего воздуха.  Камера догорания и суживающаяся часть сопла 14, а также критическое сечение сопла 15 и его расширяющаяся часть 16, образующие сверхзвуковое сопло, имеют систему регулирования (на чертеже эта система не показана). Регулирование истечения из сопла газов зависит от скорости полета, а также от температуры газов в камере сгорания.

Двигатель работает следующим образом. От постороннего источника энергии (на чертеже эта система не показана) раскручивается ротор 27, соответственно раскручивается через вал 22 компрессор. Происходит нагнетание воздуха в ротор. При создании определенного давления включаются в работу форсунки 36. Окна ротора 30 совмещаются с воздушными каналами 28 и 32, в результате чего происходит заполнение цилиндра ротора 10 воздушной смесью. В верхнюю часть цилиндра подается топливо, которое тщательно смешивается с частью поступающего воздуха в цилиндр. Энергии топливной смеси должно хватить на проталкивание всей массы воздуха, попавшего в цилиндр, через каналы 29 на ось вращения ротора. Эти каналы постоянно открыты.

При повороте ротора окна 30 закрываются боковыми стенками, цилиндр оказывается в положении 34. В эти цилиндры воздух больше не поступает. Топливная смесь прижимается центробежной силой к внутренней стенке ротора, потому что у нее больший удельный вес из-за распыленного топлива. Этот тонкий слой смеси топлива с воздухом располагается в камере сгорания ротора 33. В этот момент включается электрический разряд, пронизывающий всю камеру сгорания (это устройство на чертеже не показано). Происходит возгорание топлива, а в тонком слое камеры сгорания процесс горения происходит практически мгновенно в форме взрыва. Давление и температура в камере сгорания резко возрастают до максимальной величины.

За счет возросшего давления в камере сгорания, воздух в цилиндре начинает резко сжиматься и выдавливаться в каналы 29. Проходное сечение выпускных каналов значительно меньше, чем впускных, значит, воздух будет выдавливаться на ось вращения под большим давлением. Газы давят на внутреннюю стенку ротора, но горение топлива происходит в двух противоположных цилиндрах одновременно, поэтому сила, действующая на ротор, будет уравновешена. При резком нарастании скорости движения воздуха к оси вращения ротора в нем возникнет скачок уплотнения. По сути дела практически одновременно возникнут сразу три скачка уплотнения почти одновременно.

Первый скачок уплотнения образуется высоким давлением газа, второй скачок возникает из-за перехода через скорость звука, а третий скачок создается силой Кориолиса. В связи с тем, что при горении топлива резко возрастает температура газа, звуковой барьер будет преодолеваться на более высокой скорости. Это позволит газу разогнать сжимаемый воздух до высокой скорости движения. Образовавшаяся ударная волна, состоящая из трех скачков уплотнения, играет роль поршня, выталкивающего воздух на ось вращения. В этом процессе происходит сильное сжатие воздуха. Ударная волна по инерции продолжает выталкивать воздух из цилиндра, а давление газа в камере сгорания и его температура при этом резко падает.

Цилиндр проворачивается, снова открываются впускные каналы, и в зону пониженного давления поступает новая порция сжатого воздуха с топливной смесью. Рабочий цикл еще не закончился в рабочем цилиндре, ударная волна продолжает выталкивать воздух из него, а уже начинает формироваться новый рабочий цикл, образуется новая ударная волна. Первая ударная волна постепенно теряет скорость своего движения, ее настигает вторая ударная волна, затем третья. На выходе из ротора ударные волны становятся размытыми, они представляют просто уплотненный слой воздуха и газа. При накладывании  этих слоев образуется равномерно сжатый воздух, смешанный с газом. Подача топлива должна рассчитываться так, чтобы энергии хватило на проталкивание воздуха на ось вращения ротора при коэффициенте избытка воздуха равном единице. Другими словами, происходит сгорание топлива воздушной смеси в соотношении один к одному.

Энергия сгоревшего топлива выделяется не только на сжатие воздуха, но она еще выполняет работу на преодоление центробежной силы и возникающей силы Кориолиса. За счет силы Кориолиса возникает давление воздуха и газа на перегородку 35, в этом цикле создается вращающий момента ротору. Ротор выделяет механическую энергию для вращения компрессора за счет энергии сгоревшего топлива, а также за счет кинетической энергии заторможенного воздушного потока. Та энергия, которая теряется в ВРД во входном устройстве, в предлагаемом двигателе используется для создания вращающего момента ротору. Это огромное преимущество позволит создать очень экономичный реактивный двигатель.

При выходе на ось вращения поток имеет сильную закрутку по вращению ротора. Это происходит потому, что в перегородку ротора выделилась не вся скорость движущегося потока. Чтобы устранить закрутку воздуха, необходимо установить направляющий аппарат 24. Таким образом, в камеру сгорания попадает дозвуковой поток воздуха и газа, движущийся строго по продольной оси двигателя. За счет выделенной энергии в роторе вращается компрессор. Обороты ротора и компрессора одинаковые, так как они соединены общим валом 22. Окружная скорость для современных металлов не более 450 м/сек, а в данном двигателе ротор и лопатки компрессора должны выдерживать скорость до 1000 м/сек. Для повышения окружной скорости лопаток компрессора и ротора применен бандаж 7 и 11. Этот бандаж выполняется из тонких пластин сверхпрочного материала, это может быть металлическое стекло или углепластик.

При такой скорости вращения компрессора все его ступени должны быть сверхзвуковыми. Для нормальной работы сверхзвуковых лопаток компрессора предусмотрены поворотные лопатки направляющего аппарата. В сверхзвуковой ступени компрессора  степень повышения давления значительно выше, чем в дозвуковом компрессоре. Значит, меньше необходимо ступеней компрессора для получения такого же давления, как и в дозвуковых компрессорах. Компрессор получится гораздо легче существующих дозвуковых компрессоров. Половина воздуха забирается для подачи в ротор с нижних слоев компрессора, где скорость потока несколько ниже, поэтому для ее разгона предусмотрен центробежный компрессор 23. Он разгоняет поток до нужной окружной скорости.

Кольцевая камера сгорания выполнена по классическому варианту ВРД, в ней происходит сгорание топлива в воздухе, который не участвовал в процессе горения в роторе. Там окислилась лишь малая часть кислорода. Основное горение происходит в кольцевой камере сгорания. Поскольку после камеры сгорания газ не попадает на лопатки турбины, а полностью расширяется в сверхзвуковом сопле, нет ограничения по температуре газов. Горение происходит при максимальной температуре с коэффициентом использования воздуха близким к единице. Весь сжатый в компрессоре воздух участвует в термодинамическом процессе, тогда как в современных ВРД три части воздуха из четырех выбрасываются в сопло, при этом, не участвуя в горении топлива.

В современных ВРД две третьих части полученного теплового перепада в камере сгорания уходит на вращение турбины. В сопле срабатывается только третья часть выделенной топливом энергии. Именно поэтому появилась за турбиной форсажная камера сгорания. Такая камера сгорания была у двигателей, установленных на ТУ–144. В этой камере очень низкое давление газа, поэтому дополнительное сжигание топлива происходит очень неэффективно. Основная энергия топлива уходит на поднятие температуры газов и выбрасывается в сопло в виде огня. Такие камеры применяются для кратковременного режима работы. На пассажирском лайнере ТУ–144 они применялись для повышения удельной тяги двигателя при взлете. Естественно, это дополнительно увеличивало и без того высокий расход топлива.

В предлагаемом двигателе в камере сгорания давление очень высокое, поэтому повышение температуры расходуется на расширения газа в сверхзвуковом сопле. При сильном расширении температура газов на выходе из сопла значительно снизится. Для устранения перегрева камеры сгорания и сопла предусмотрена полость 18, которая охлаждается холодным воздухом. При полете на скоростях до шести чисел Маха скорость истечения газа из сопла должна быть выше этой скорости. В предлагаемом двигателе это условие выполняется за счет высокого теплового перепада, созданного в сверхзвуковом сопле.

Николай Тимофеевич БОБОЕД,

  Минская обл., г. Жодино.  E-mail: m_babayed@mail.ru