RU2446304C2 - Combined jet engine - Google Patents
Combined jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446304C2 RU2446304C2 RU2010115169/06A RU2010115169A RU2446304C2 RU 2446304 C2 RU2446304 C2 RU 2446304C2 RU 2010115169/06 A RU2010115169/06 A RU 2010115169/06A RU 2010115169 A RU2010115169 A RU 2010115169A RU 2446304 C2 RU2446304 C2 RU 2446304C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- compressor
- air
- intake
- flow
- Prior art date
Links
Landscapes
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в авиастроении, ракетостроении и других областях, где применяются воздушно-реактивные двигатели.The invention relates to the field of engine building and can be used in aircraft manufacturing, rocket science and other areas where jet engines are used.
В современном двигателестроении известны воздушно-реактивные двигатели нескольких типов. К ним относятся прямоточные или бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД). Газотурбинные двигатели, в свою очередь, подразделяются на турбореактивные (ТРД), турбовинтовые (ТВД) и турбовентиляторные или двухконтурные (ДТРД) двигатели. Все газотурбинные двигатели снабжены компрессором с приводом от газовой турбины, на ТВД для создания дополнительной тяги устанавливается воздушный винт, а на ДТРД - специальный вентилятор.In modern engine manufacturing, several types of jet engines are known. These include ramjet or uncompressor air-jet engines (ramjet engines) and gas turbine engines (gas turbine engines). Gas turbine engines, in turn, are divided into turbojet (turbojet), turboprop (HPH) and turbofan or dual-circuit (DTRD) engines. All gas turbine engines are equipped with a compressor driven by a gas turbine, a propeller is installed on the turbine engine to create additional thrust, and a special fan is installed on the turbojet engine.
Система внутреннего воздушного охлаждения у ПВРД отсутствует, а на ГТД используется, в основном, для охлаждения рабочих лопаток газовой турбины (см., например, книгу Штоды А.В., Алещенко С.П., Иванова А.Я. и др. Конструкция авиационных газотурбинных двигателей. М., Воениздат МО СССР, 1961 г.).The ramjet’s internal air cooling system is absent, and the gas turbine engine is mainly used for cooling the working blades of a gas turbine (see, for example, the book Shtody A.V., Aleschenko S.P., Ivanova A.Ya. et al. aviation gas turbine engines. M., Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense, 1961).
К основным недостаткам известных воздушно-реактивных двигателей можно отнести их небольшую удельную тягу и низкую эффективность систем их внутреннего воздушного охлаждения.The main disadvantages of the known jet engines include their low specific thrust and low efficiency of their internal air cooling systems.
Наиболее близким по технической сущности является воздушно-реактивный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор с приводом, камеру сгорания, выходное устройство и систему его внутреннего воздушного охлаждения. Привод компрессора в этом двигателе выполнен в виде газовой турбины, размещенной между камерой сгорания и выходным устройством, а система его внутреннего воздушного охлаждения состоит из устройства подвода и отвода охлаждающего воздуха, заборного и выпускного устройств. Устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха представляет в ней совокупность сообщающихся каналов, выполненных в корпусе и деталях двигателя, уплотнений в местах перехода воздуха от неподвижных деталей к подвижным, дефлекторов и замковых устройств охлаждаемых лопаток. Заборное устройство выполнено в виде кольцевого канала или отверстий, обеспечивающих отвод части воздуха от одной из промежуточных ступеней компрессора, а выпускное устройство - в виде отверстий или окон для выпуска воздуха в проточную часть двигателя позади турбины или непосредственно во внешнюю среду (см. книгу Штоды А.В., Алещенко С.П., Иванова А.Я.и др. Конструкция авиационных газотурбинных двигателей. М., Воениздат МО СССР, 1961 г.).The closest in technical essence is an jet engine containing an input device, a compressor with a drive, a combustion chamber, an output device and its internal air cooling system. The compressor drive in this engine is made in the form of a gas turbine located between the combustion chamber and the output device, and its internal air cooling system consists of a device for supplying and removing cooling air, intake and exhaust devices. The device for supplying and discharging cooling air in it represents a set of communicating channels made in the housing and engine parts, seals in the places of transition of air from stationary parts to moving parts, deflectors and locking devices of cooled blades. The intake device is made in the form of an annular channel or holes that allow part of the air to be removed from one of the intermediate stages of the compressor, and the exhaust device is made in the form of holes or windows for air to be discharged into the engine’s flowing part behind the turbine or directly into the external environment (see the book Shtoty A .V., Aleschenko SP, Ivanova A.Ya. et al. Design of aircraft gas turbine engines. M., Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense, 1961).
Основным недостатком указанного двигателя, как уже отмечалось выше, является его низкая удельная тяга, которая определяется давлением и температурой рабочих газов в камере сгорания. Чем больше значения указанных параметров, тем больше и удельная тяга двигателя. Добиться же их существенного увеличения в рассматриваемом двигателе не представляется возможным вследствие ограничений на их значения, связанных с необходимостью обеспечения механической прочности лопаток газовой турбины, находящихся в высокотемпературной зоне, и низкой эффективности системы их внутреннего воздушного охлаждения, которая обусловлена малой площадью обдуваемых воздухом поверхностей охлаждаемых деталей и невысокой скоростью его движения. К недостаткам системы внутреннего воздушного охлаждения этого двигателя следует также отнести безвозвратный унос части тепла охлаждающим воздухом во внешнюю среду, что снижает его КПД.The main disadvantage of this engine, as noted above, is its low specific thrust, which is determined by the pressure and temperature of the working gases in the combustion chamber. The higher the values of these parameters, the greater the specific thrust of the engine. It is not possible to achieve a significant increase in the engine in question because of restrictions on their values associated with the need to ensure the mechanical strength of gas turbine blades located in the high temperature zone and the low efficiency of their internal air cooling system, which is due to the small surface area of the air-cooled parts blown by air and low speed of his movement. The disadvantages of the internal air cooling system of this engine should also include the irrevocable ablation of part of the heat by the cooling air into the external environment, which reduces its efficiency.
Задачами настоящего изобретения являются повышение удельной тяги и КПД воздушно-реактивного двигателя и эффективности системы его внутреннего воздушного охлаждения.The objectives of the present invention are to increase the specific thrust and efficiency of the jet engine and the efficiency of its internal air cooling system.
Для решения поставленных задач в воздушно-реактивном двигателе, состоящем из входного устройства, компрессора с приводом, камеры сгорания, выходного устройства и системы внутреннего воздушного охлаждения, привод компрессора выполнен в виде самостоятельного двигателя, установленного между входным устройством и компрессором, а в системе его внутреннего воздушного охлаждения, содержащей устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха, заборного и выпускного устройств, устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха выполнено в виде прямого и обратного продольных воздуховодов, сообщающихся между собой в задней части двигателя, заборное устройство соединено с прямым воздуховодом и установлено во входном устройстве двигателя, а выпускное устройство выполнено в виде окон, соединяющих обратный воздуховод с проточной частью двигателя перед входом в компрессор.To solve the tasks in an air-jet engine, consisting of an input device, a compressor with a drive, a combustion chamber, an output device and an internal air cooling system, the compressor drive is made in the form of an independent engine installed between the input device and the compressor, and in the system of its internal air cooling comprising a device for supplying and removing cooling air, intake and exhaust devices, a device for supplying and removing cooling air is made in the form forward and reverse longitudinal air ducts communicating with each other at the rear of the engine, the intake device is connected to the direct air duct and installed in the inlet of the engine, and the exhaust device is made in the form of windows connecting the return air duct with the engine flow part before entering the compressor.
В качестве самостоятельного двигателя привода компрессора может быть использован турбороторный двигатель внутреннего сгорания (см. патент РФ №2256808 по кл. F02В 53/08).As an independent compressor drive motor, a turbo-rotor internal combustion engine can be used (see RF patent No. 2256808, class F02B 53/08).
Прямой воздуховод в системе внутреннего воздушного охлаждения может быть выполнен в виде сквозного канала внутри центрального вала двигателя, обратный может быть образован внутренними полостями двигателя, сообщающимися между собой через окна в его неподвижных перегородках и вращающихся дисках компрессора, а заборное устройство может быть выполнено в виде вентилятора.The direct air duct in the internal air cooling system can be made in the form of a through channel inside the central shaft of the engine, the return can be formed by internal engine cavities communicating with each other through windows in its fixed partitions and rotating compressor disks, and the intake device can be made in the form of a fan .
Ребра, образующие окна во вращающихся дисках компрессора, могут быть развернуты под углом к их осям.The ribs forming the windows in the rotating disks of the compressor can be deployed at an angle to their axes.
Выполнение привода компрессора в виде самостоятельного двигателя, установленного между входным устройством и компрессором, вместо газовой турбины устраняет основное препятствие, ограничивающее возможность повышения давления и температуры в камере сгорания, позволяет существенно повысить их значения и увеличить за счет этого удельную тягу двигателя.The implementation of the compressor drive in the form of an independent engine installed between the input device and the compressor, instead of a gas turbine, eliminates the main obstacle that limits the possibility of increasing pressure and temperature in the combustion chamber, can significantly increase their values and thereby increase the specific thrust of the engine.
Выполнение устройства подвода и отвода охлаждающего воздуха в виде прямого и обратного продольных воздуховодов, сообщающихся между собой в задней части двигателя, позволяет существенно увеличить площадь поверхностей обдуваемых воздухом деталей, а соединение заборного устройства с прямым воздуховодом, его размещение во входном устройстве двигателя и выполнение в виде вентилятора, разворот ребер, образующих окна во вращающихся дисках компрессора, под углом к их осям, увеличить интенсивность движения охлаждающего воздуха, что, в целом, существенно повышает эффективность системы охлаждения, создает условия для дополнительного повышения температуры газов в камере сгорания и соответственно удельной тяги двигателя.The implementation of the device for supplying and discharging cooling air in the form of direct and reverse longitudinal air ducts communicating with each other in the rear of the engine, can significantly increase the surface area of air-blown parts, and the connection of the intake device to the direct air duct, its placement in the inlet of the engine and execution in the form fan, the rotation of the ribs forming the windows in the rotating disks of the compressor, at an angle to their axes, to increase the intensity of movement of cooling air, which, in general, uschestvenno improves cooling system efficiency, creates conditions for further increasing the gas temperature in the combustor and accordingly the engine specific thrust.
Выполнение выпускного устройства в виде окон, соединяющих обратный воздуховод с проточной частью двигателя перед входом в компрессор, обеспечивает возврат тепла, уносимого охлаждающим воздухом, в камеру сгорания, что способствует повышению КПД двигателя.The execution of the exhaust device in the form of windows connecting the return duct to the engine duct before entering the compressor, ensures the return of heat carried away by the cooling air to the combustion chamber, which contributes to an increase in engine efficiency.
Устройство предлагаемого двигателя показано на фиг.1.The device of the proposed engine is shown in figure 1.
Турбороторный воздушно-реактивный двигатель состоит из входного устройства 1, компрессора 2 с приводом, камеры сгорания 3, выходного устройства 4 и системы его внутреннего воздушного охлаждения.The turbo-rotary jet engine consists of an input device 1, a compressor 2 with a drive, a combustion chamber 3, an output device 4 and its internal air cooling system.
Привод компрессора 2 выполнен в виде самостоятельного турбороторного двигателя внутреннего сгорания 5, установленного между входным устройством 1 и компрессором 2.The drive of the compressor 2 is made in the form of an independent turbo-rotor internal combustion engine 5, installed between the input device 1 and the compressor 2.
Система внутреннего воздушного охлаждения указанного двигателя содержит устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха, заборное 6 и выпускное устройства.The internal air cooling system of the specified engine contains a device for supplying and removing cooling air, intake 6 and exhaust device.
Устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха состоит из прямого и обратного продольных воздуховодов 7 и 8 соответственно, заборное устройство 6 соединено с прямым воздуховодом 7, установлено во входном устройстве 1 двигателя и выполнено в виде вентилятора, а выпускное устройство - в виде окон 9, соединяющих обратный воздуховод 8 с проточной частью двигателя перед входом в компрессор 2.The cooling air supply and exhaust device consists of direct and reverse longitudinal air ducts 7 and 8, respectively, the intake device 6 is connected to the direct air duct 7, installed in the inlet device 1 of the engine and made in the form of a fan, and the exhaust device in the form of windows 9 connecting the return air duct 8 with a flow part of the engine before entering the compressor 2.
Прямой воздуховод 7 при этом выполнен в виде сквозного канала внутри центрального вала 10 двигателя, а обратный воздуховод 8 образован внутренними полостями, сообщающимися между собой через окна 11, 12 в неподвижных перегородках двигателя и вращающихся дисках компрессора 2.In this case, the direct duct 7 is made in the form of a through channel inside the central shaft 10 of the engine, and the return duct 8 is formed by internal cavities communicating with each other through windows 11, 12 in the fixed partitions of the engine and the rotating disks of the compressor 2.
Ребра 13, образующие окна 12 во вращающихся дисках компрессора 2, развернуты под углом к их осям.The ribs 13 forming the windows 12 in the rotating disks of the compressor 2 are deployed at an angle to their axes.
Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.
Наружный воздух через входное устройство 1 непрерывно поступает в компрессор 2, где сжимается и подается в камеру сгорания 3, куда одновременно непрерывно впрыскивается мелкораспыленное жидкое топливо и происходит его сгорание при почти постоянном давлении. Образующиеся в результате сгорания топлива газообразные продукты поступают в выходное устройство 4, где расширяются и с большой скоростью вытекают во внешнюю среду, создавая реактивную тягу двигателя.External air through the inlet 1 continuously enters the compressor 2, where it is compressed and fed into the combustion chamber 3, where the finely atomized liquid fuel is simultaneously continuously injected and burned at an almost constant pressure. Gaseous products formed as a result of fuel combustion enter the output device 4, where they expand and flow out at high speed into the external environment, creating jet thrust of the engine.
Вращение компрессора 2 обеспечивается с помощью привода, выполненного в виде самостоятельного турбороторного двигателя внутреннего сгорания 5, охлаждение которого осуществляется воздушным потоком, поступающим через входное устройство 1.The rotation of the compressor 2 is provided by a drive made in the form of an independent turbo-rotor internal combustion engine 5, the cooling of which is carried out by the air flow entering through the input device 1.
Часть поступающего во входное устройство 1 воздуха захватывается заборным устройством 6 и по прямому воздуховоду 7 подается в заднюю часть двигателя, откуда по обратному воздуховоду 8, обдувая внутренние поверхности охлаждаемых деталей двигателя, через окна 9 поступает в его проточную часть перед компрессором 2.Part of the air entering the input device 1 is captured by the intake device 6 and fed through the direct duct 7 to the rear of the engine, from where it flows through the return duct 8, blowing the internal surfaces of the cooled engine parts through the windows 9 into its flow part in front of the compressor 2.
Вентилятор заборного устройства 6 и ребра 13 во вращающихся дисках компрессора 2, установленные под углом к их осям, обеспечивают интенсивную прокачку охлаждающего воздуха через прямой 7 и обратный 8 воздуховоды.The fan of the intake device 6 and the ribs 13 in the rotating disks of the compressor 2, mounted at an angle to their axes, provide intensive pumping of cooling air through direct 7 and return 8 air ducts.
Движение охлаждающего воздуха показано на фиг.1 стрелками.The movement of cooling air is shown in figure 1 by arrows.
Использование предлагаемого изобретения позволяетThe use of the invention allows
существенно увеличить удельную тягу воздушно-реактивного двигателя и довести ее до величин, сравнимых с удельной тягой ракетных двигателей;significantly increase the specific thrust of the jet engine and bring it to values comparable to the specific thrust of rocket engines;
обеспечить высокую эффективность внутреннего воздушного охлаждения двигателя;ensure high efficiency of internal air cooling of the engine;
повысить КПД двигателя.increase engine efficiency.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010115169/06A RU2446304C2 (en) | 2010-04-15 | 2010-04-15 | Combined jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010115169/06A RU2446304C2 (en) | 2010-04-15 | 2010-04-15 | Combined jet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010115169A RU2010115169A (en) | 2011-10-20 |
| RU2446304C2 true RU2446304C2 (en) | 2012-03-27 |
Family
ID=44998935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010115169/06A RU2446304C2 (en) | 2010-04-15 | 2010-04-15 | Combined jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2446304C2 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2589548A (en) * | 1946-04-02 | 1952-03-18 | Rateau Soc | Jet propulsion plant |
| DE874976C (en) * | 1951-03-06 | 1953-04-27 | Johann Dr-Ing Endres | Jet propulsion for transport vehicles, especially aircraft |
| US4815282A (en) * | 1987-02-24 | 1989-03-28 | Teledyne Industries, Inc. | Turbocharged compund cycle ducted fan engine system |
| US5303546A (en) * | 1992-07-23 | 1994-04-19 | Monti Farrell | Oscillating piston engine for driving a ducted fan |
| RU2140001C1 (en) * | 1996-10-04 | 1999-10-20 | Геня Те | Method of operation of supersonic hybrid air-jet engine plant |
| RU2256808C2 (en) * | 2003-08-28 | 2005-07-20 | Лаптев Евгений Васильевич | Internal combustion turborotor engine |
-
2010
- 2010-04-15 RU RU2010115169/06A patent/RU2446304C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2589548A (en) * | 1946-04-02 | 1952-03-18 | Rateau Soc | Jet propulsion plant |
| DE874976C (en) * | 1951-03-06 | 1953-04-27 | Johann Dr-Ing Endres | Jet propulsion for transport vehicles, especially aircraft |
| US4815282A (en) * | 1987-02-24 | 1989-03-28 | Teledyne Industries, Inc. | Turbocharged compund cycle ducted fan engine system |
| US5303546A (en) * | 1992-07-23 | 1994-04-19 | Monti Farrell | Oscillating piston engine for driving a ducted fan |
| RU2140001C1 (en) * | 1996-10-04 | 1999-10-20 | Геня Те | Method of operation of supersonic hybrid air-jet engine plant |
| RU2256808C2 (en) * | 2003-08-28 | 2005-07-20 | Лаптев Евгений Васильевич | Internal combustion turborotor engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010115169A (en) | 2011-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7216475B2 (en) | Aft FLADE engine | |
| US7134271B2 (en) | Thrust vectoring aft FLADE engine | |
| US6442930B1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US8192141B1 (en) | Dual compression rotor | |
| JP6736620B2 (en) | Air delivery system for gas turbine engine | |
| US2748564A (en) | Intermittent combustion gas turbine engine | |
| US9062609B2 (en) | Symmetric fuel injection for turbine combustor | |
| US2704434A (en) | High pressure ratio gas turbine of the dual set type | |
| US10773813B2 (en) | Aircraft with a propulsion unit comprising a fan at the rear of the fuselage | |
| CN112728585B (en) | System for rotary detonation combustion | |
| US2851853A (en) | Thrust augmentation means for jet propulsion engines | |
| US7752835B2 (en) | Pulsed combustion engine | |
| RU157750U1 (en) | TURBO-ROW AIR REACTIVE ENGINE | |
| US20090178386A1 (en) | Aircraft Propulsion System | |
| RU2446304C2 (en) | Combined jet engine | |
| RU2613755C1 (en) | Turboram air-jet engine | |
| RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
| CN108087149A (en) | A kind of turbojet engine of the low oil consumption of high thrust-weight ratio | |
| EP3273030B1 (en) | Embedded engine using boundary layer cooling air | |
| RU2764941C1 (en) | Turbojet engine | |
| US11788492B2 (en) | Reheat assembly | |
| RU2125659C1 (en) | Turboramjet engine | |
| CN108104978B (en) | Aeroengine combining compressor, internal combustion engine and compression ignition spray pipe | |
| GB595642A (en) | Improvements in or relating to gas-turbines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190416 |