RU1093062C - Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine - Google Patents
Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU1093062C RU1093062C SU3528829A RU1093062C RU 1093062 C RU1093062 C RU 1093062C SU 3528829 A SU3528829 A SU 3528829A RU 1093062 C RU1093062 C RU 1093062C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mixing chamber
- ejector
- diffuser
- thrust
- angles
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Description
Изобретение относится к эжекторным реактивным системам, в частности, к эжекторным увеличителям тяги турбореактивных двигателей, используемым как подъемные устройства в силовых установках самолетов вертикального взлета и посадки. The invention relates to ejector reactive systems, in particular, to ejector thrust boosters of turbojet engines used as lifting devices in power plants of vertical take-off and landing aircraft.
Известен эжекторный увеличитель тяги, содержащий входное устройство, камеру смешения и установленные на стенках входного устройства активные сопла, расположенные под углами к оси камеры смешения и меридиональной плоскости. Known ejector traction enhancer containing an input device, a mixing chamber and active nozzles mounted on the walls of the input device are located at angles to the axis of the mixing chamber and the meridional plane.
Однако из-за больших значений углов расположения сопл к оси камеры смешения и меридиональной плоскости известный эжекторный увеличитель тяги характеризуется повышенным уровнем потерь импульса и гидравлических потерь, вызванных взаимодействием активных струй со стенками камеры смешения. However, due to the large values of the nozzle angles to the axis of the mixing chamber and the meridional plane, the known ejector traction enhancer is characterized by an increased level of momentum loss and hydraulic losses caused by the interaction of active jets with the walls of the mixing chamber.
Известен также эжекторный увеличитель тяги турбореактивного двигателя, являющийся ближайшим техническим решением к описываемому и содержащий патрубок подвода пассивной среды, камеру смешения, диффузор и установленные на стенках патрубка активные сопла, расположенные под углами к оси камеры смещения и меридиональной плоскости. Also known is the ejector traction enhancer of a turbojet engine, which is the closest technical solution to the described and contains a pipe for supplying a passive medium, a mixing chamber, a diffuser and active nozzles mounted on the walls of the pipe, located at angles to the axis of the displacement chamber and the meridional plane.
Однако этот эжекторный увеличитель тяги характеризуется относительно невысоким значением коэффициента эжекции, поскольку угол раскрытия диффузора, оптимальный по тяге, отличается от угла раскрытия, оптимального по коэффициенту эжекции. However, this ejector traction enhancer is characterized by a relatively low value of the ejection coefficient, since the opening angle of the diffuser, which is optimal in draft, differs from the opening angle, which is optimal in terms of the ejection coefficient.
Цель изобретения является повышение коэффициента эжекции. The purpose of the invention is to increase the coefficient of ejection.
Указанная цель достигается тем, что у эжекторного увеличителя тяги турбореактивного двигателя, содержащего патрубок подвода пассивной среды, камеру смешения, диффузор и установленные на стенках патрубка активные сопла, расположенные под углами к оси камеры смешения и меридиональной плоскости, углы расположения сопл к оси камеры смешения и меридиональной плоскости равны соответственно 18-22о и 12-18о, угол раскрытия диффузора 10-14о, а камера смешения и диффузор имеют общую длину, составляющую 3-4 диаметра камеры смешения.This goal is achieved by the fact that for an ejector magnifier of thrust of a turbojet engine containing a pipe for supplying a passive medium, a mixing chamber, a diffuser and active nozzles mounted on the walls of the pipe, located at angles to the axis of the mixing chamber and the meridional plane, the nozzle angles to the axis of the mixing chamber and meridional plane respectively are about 18-22 and 12-18 of the angle of the diffuser opening 10-14, and mixing chamber and the diffuser have a total length constituting 3-4 the mixing chamber diameter.
На фиг. 1 представлен эжекторный увеличитель тяги , продольный разрез; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - график зависимости относительной тяги Φ от угла γ расположения активных сопл к оси камеры смешения; на фиг. 4 - относительная тяга Φ (отнесенная к тяге идеального сопла при изоэнтропическом истечении) в зависимости от угла γ расположения активных сопл к меридиональной плоскости при значении угла γ =20о; на фиг. 5 - относительная тяга Φ в зависимости от угла θ раскрытия диффузора, длина которого составляет 1,7 диаметра D камеры смешения, при значениях углов γ =20о, φ = 15о и различных значениях длины Lk камеры смешения (кривая I-Lk=0,7D, кривая 2-Lk=2,3D и кривая 3-Lk=3,7D).In FIG. 1 shows an ejector traction magnifier, a longitudinal section; in FIG. 2 is a section AA in FIG. 1; in FIG. 3 is a graph of the relative thrust Φ versus the angle γ of the location of the active nozzles to the axis of the mixing chamber; in FIG. 4 - relative thrust Φ (referred to thrust nozzle with an ideal isentropic expiration) depending on the arrangement angle γ of active nozzles in the meridional plane at the angle γ = 20 °; in FIG. 5 - Φ relative rod depending on the angle θ of the diffuser disclosure, the length of which is 1.7 the diameter D of the mixing chamber, with values of the angles γ = 20 °, φ = 15 ° and various values of the length L k of the mixing chamber (curve IL k = 0 , 7D, curve 2-L k = 2,3D and curve 3-L k = 3,7D).
Электронный увеличитель тяги турбореактивного двигателя содержит патрубок 1 подвода пассивной среды, камеру 2 смешения, диффузор 3 и установленные на стенках патрубка активные сопла 4, расположенные под углами к оси камеры 2 смешения и меридиональной плоскости. Углы расположения сопл 4 к оси камеры 2 смешения и меридиональной плоскости равны соответственно γ = 18-22о и φ= 12-18о, угол раскрытия диффузора 3 θ =10-14о, а камера 2 смешения и диффузор 3 имеют общую длину, составляющую 3-4 диаметра D камеры 2 смешения.The electronic thrust enhancer of a turbojet engine contains a pipe 1 for supplying a passive medium, a
Диапазоны изменения углов γ, φ θ и общей длины камеры 2 смешения и диффузора 3 выбраны оптимальными из условия получения максимального увеличения тяги турбореактивного двигателя (см. фиг. 3, 4 и 5). Эжекторный увеличить тяги имеет патрубки 5 для подвода активной среды. The ranges of variation of the angles γ, φ θ and the total length of the
Эжекторный увеличитель тяги работает следующим образом. Активный газ, например, от второго контура турбореактивного двухконтурного двигателя по патрубкам 5 подводится в активные сопла 4, выдувается в камеру 2 смешения под углом γ к ее оси и углом γ к меридиональной плоскости, смешивается с эжектируемым атмосферным воздухом, поступающим через патрубок 1, и вытекает в виде смеси из диффузора 3 в атмосферу. Ejector traction enhancer works as follows. Active gas, for example, from the second circuit of a turbojet bypass engine through the nozzles 5 is supplied to the
Оптимальность выбранных диапазонов изменения углов, обеспечивающих повышение коэффициента эжекции, подтверждается представленными на фиг. 3, 4 и 5 графиками зависимостей относительной тяги Φ от величины этих углов. The optimality of the selected ranges of angles that provide an increase in the ejection coefficient is confirmed by those presented in FIG. 3, 4 and 5 are graphs of the dependences of the relative thrust Φ on the magnitude of these angles.
Такое выполнение эжекторного увеличителя тяги позволяет повысить коэффициент эжекции и увеличить тем самым приблизительно в 1,5 раза тягу турбореактивного двигателя. This embodiment of the ejector traction enhancer can increase the ejection coefficient and thereby increase the thrust of the turbojet engine by approximately 1.5 times.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3528829 RU1093062C (en) | 1982-12-30 | 1982-12-30 | Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3528829 RU1093062C (en) | 1982-12-30 | 1982-12-30 | Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1093062C true RU1093062C (en) | 1994-08-30 |
Family
ID=30440001
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU3528829 RU1093062C (en) | 1982-12-30 | 1982-12-30 | Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1093062C (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7195082B2 (en) | 2002-10-18 | 2007-03-27 | Scott Christopher Adam | Drill head steering |
US7370710B2 (en) | 1997-06-06 | 2008-05-13 | University Of Queensland | Erectable arm assembly for use in boreholes |
-
1982
- 1982-12-30 RU SU3528829 patent/RU1093062C/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Авторское свидетельство СССР N 847762, кл. F 04F 5/16, 1980. * |
Ененков В.Г. и др. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980, с.22, рис.1.11. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7370710B2 (en) | 1997-06-06 | 2008-05-13 | University Of Queensland | Erectable arm assembly for use in boreholes |
US7195082B2 (en) | 2002-10-18 | 2007-03-27 | Scott Christopher Adam | Drill head steering |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2408099A (en) | Variable-area nozzle for jetpropelled aircraft | |
US5946904A (en) | Ejector ramjet engine | |
US3041824A (en) | Propulsion system | |
JPS6445927A (en) | Fuel injector | |
GB973319A (en) | Improvements in supersonic fuel injector | |
EP0257834B1 (en) | Jet pump | |
US3684054A (en) | Jet engine exhaust augmentation unit | |
US5341640A (en) | Turbojet engine with afterburner and thrust augmentation ejectors | |
GB1055625A (en) | Improved vehicle for launching rocket propelled vehicles | |
RU1093062C (en) | Ejector enlarger of thrust of turbo-jet engine | |
US2766581A (en) | Ram jet engine | |
US5680765A (en) | Lean direct wall fuel injection method and devices | |
US3176464A (en) | Ducted rocket engine | |
US4196585A (en) | Ejector-type engine thrust augmentor | |
GB1027415A (en) | Jet propulsion engine | |
US3702536A (en) | Rocket thrust throttling system | |
GB900040A (en) | Exhaust nozzle with thrust deflector | |
GB1073458A (en) | Improvements relating to by-pass ducted for gas-turbine aircraft engines | |
US4896501A (en) | Turbojet engine with sonic injection afterburner | |
GB1211192A (en) | Improvements in low drag exhaust nozzle and nacelle arrangement for turbofan engines | |
US3906719A (en) | Rocket having movable secondary nozzle | |
GB868072A (en) | Improvements in or relating to jet noise suppression means | |
GB974722A (en) | Gas turbine jet propulsion engine | |
JP3163333B2 (en) | Ramjet | |
CARUEL et al. | Preliminary tests of an anti-NO/x/ combustion chamber for a turbojet engine |