RU2013126294A - Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель - Google Patents

Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2013126294A
RU2013126294A RU2013126294/06A RU2013126294A RU2013126294A RU 2013126294 A RU2013126294 A RU 2013126294A RU 2013126294/06 A RU2013126294/06 A RU 2013126294/06A RU 2013126294 A RU2013126294 A RU 2013126294A RU 2013126294 A RU2013126294 A RU 2013126294A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
hydrogen
turbine
central body
heater
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2013126294/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2576403C2 (ru
Inventor
Жан-Мари КОНРАРДИ
Николя СУЛЬЕ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2013126294A publication Critical patent/RU2013126294A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2576403C2 publication Critical patent/RU2576403C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

1. Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель, содержащий наружный корпус (104), центральное тело (105), соединенное с наружным корпусом (104) конструктивными связями (107) и образующее с ним входной канал (101) для воздуха и воздуховод (103), по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, содержащую первую турбину (122), расположенную в центральном теле (105), и первый ротор (108) с лопатками (180), которые расположены в воздуховоде (103) и могут избирательно приводиться посредством первой турбины (122) для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя,отличающийся тем, что дополнительно содержит турбонасос (129), содержащий насос (129A), питаемый жидким водородом из водородного бака (128) для ввода водорода в нагреватель (150), расположенный в наружном корпусе (104) позади центрального тела (105), и дозвуковую турбину (129B) привода насоса (129А), которая получает водород, собранный на выходе нагревателя (150) и частично расширившийся, при этом частично расширившийся в дозвуковой турбине (129B) водород передается на первую турбину (122), представляющую собой сверхзвуковую турбину, для функционирования в режиме турбореактивного двигателя, при этом выходящий из первой сверхзвуковой турбины (122) водород далее собирается в первых трубопроводах (124, 125) внутри центрального тела (105) для отправки в камеру (110) сгорания, образованную внутри корпуса (104) позади центрального тела (105), тогда как частично расширившийся в дозвуковой турбине (129B) водород отправляется непосредственно в камеру (110) сгорания с помощью топливных форсунок (111) для фун�

Claims (7)

1. Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель, содержащий наружный корпус (104), центральное тело (105), соединенное с наружным корпусом (104) конструктивными связями (107) и образующее с ним входной канал (101) для воздуха и воздуховод (103), по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, содержащую первую турбину (122), расположенную в центральном теле (105), и первый ротор (108) с лопатками (180), которые расположены в воздуховоде (103) и могут избирательно приводиться посредством первой турбины (122) для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя,
отличающийся тем, что дополнительно содержит турбонасос (129), содержащий насос (129A), питаемый жидким водородом из водородного бака (128) для ввода водорода в нагреватель (150), расположенный в наружном корпусе (104) позади центрального тела (105), и дозвуковую турбину (129B) привода насоса (129А), которая получает водород, собранный на выходе нагревателя (150) и частично расширившийся, при этом частично расширившийся в дозвуковой турбине (129B) водород передается на первую турбину (122), представляющую собой сверхзвуковую турбину, для функционирования в режиме турбореактивного двигателя, при этом выходящий из первой сверхзвуковой турбины (122) водород далее собирается в первых трубопроводах (124, 125) внутри центрального тела (105) для отправки в камеру (110) сгорания, образованную внутри корпуса (104) позади центрального тела (105), тогда как частично расширившийся в дозвуковой турбине (129B) водород отправляется непосредственно в камеру (110) сгорания с помощью топливных форсунок (111) для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что дополнительно содержит вторую ступень воздушного компрессора, содержащую вторую сверхзвуковую турбину (123), расположенную в центральном теле (105), и второй ротор (109) с лопатками (190) противоположного направления вращения, которые расположены в воздуховоде (103) и могут избирательно приводиться посредством второй турбины (123) для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя, при этом вторая турбина (123) также получает водород, частично расширившийся в дозвуковой турбине (129B), причем водород, выходящий из второй сверхзвуковой турбины (123), затем собирается во втором трубопроводе (126) внутри центрального тела (105) для отправки в камеру (110) сгорания для функционирования в режиме турбореактивного двигателя.
3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит средства отбора части водорода, выходящего из первой сверхзвуковой турбины (122), средства ввода этой части водорода в первые внутренние каналы, выполненные в лопатках (180) первого ротора (108), и средства удаления этой части водорода к камере (110) сгорания через первые трубопроводы (124, 125) после его прохода в первых внутренних каналах.
4. Двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что дополнительно содержит средства отбора части водорода, выходящего из второй сверхзвуковой турбины (123), средства ввода этой части водорода во вторые внутренние каналы, выполненные в лопатках (190) второго ротора (109), и средства удаления этой части водорода к камере (110) сгорания через вторые трубопроводы (126) после его прохода во вторых внутренних каналах.
5. Двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что содержит устройство дожигания с кольцевыми стабилизаторами (112, 112А) факела, расположенными в камере (110) сгорания между задней частью (106) центрального тела (105) и частью (113) наружного корпуса (104), содержащей нагреватель (150).
6. Двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что нагреватель (150) содержит теплообменник с регенеративной стенкой (151) и ребрами (152).
7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что нагреватель (150) содержит теплообменник со стенкой (151), содержащей фрезерованные каналы (153), и материал на основе меди и высокотемпературного никеля.
RU2013126294/06A 2010-11-23 2011-11-14 Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель RU2576403C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1059630A FR2967725B1 (fr) 2010-11-23 2010-11-23 Propulseur combine turboreacteur et statoreacteur
FR1059630 2010-11-23
PCT/FR2011/052630 WO2012069729A1 (fr) 2010-11-23 2011-11-14 Propulseur combine turboreacteur et statoreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013126294A true RU2013126294A (ru) 2014-12-27
RU2576403C2 RU2576403C2 (ru) 2016-03-10

Family

ID=45319370

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013126294/06A RU2576403C2 (ru) 2010-11-23 2011-11-14 Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9422889B2 (ru)
EP (1) EP2643579B1 (ru)
CN (1) CN103221674B (ru)
FR (1) FR2967725B1 (ru)
RU (1) RU2576403C2 (ru)
WO (1) WO2012069729A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3005687B1 (fr) * 2013-05-20 2017-09-15 Snecma Turbopompe avec systeme anti-vibrations
US11041463B1 (en) * 2015-02-11 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine structure with oxidizer enhanced mode
CN106555705A (zh) * 2015-09-25 2017-04-05 袁晓冬 前置涡轮喷气发动机
CN105156229A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN105221295B (zh) * 2015-11-06 2017-02-01 西南科技大学 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机
CN106224126A (zh) * 2016-08-29 2016-12-14 曾令霞 中间层及以下高度的喷气发动机
CN106762221B (zh) * 2017-01-13 2018-10-26 厦门大学 涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法
RU2669106C1 (ru) * 2017-02-03 2018-10-08 Юрий Михайлович Новосёлов Универсальный турбореактивный двигатель "н"
RU2731954C2 (ru) * 2018-04-24 2020-09-09 Юрий Михайлович Новосёлов Универсальный турбореактивный двигатель "н-i"
US11060484B2 (en) * 2018-06-29 2021-07-13 The Boeing Company Nozzle wall for an air-breathing engine of a vehicle and method therefor
RU2732939C1 (ru) * 2019-08-22 2020-09-24 Юрий Михайлович Новосёлов Жидкостный турбореактивный двигатель "н-2"
US11879415B2 (en) * 2020-07-13 2024-01-23 Rafael Mártinez-Vilanova Piñó Jet engine for aircraft
TWI776218B (zh) * 2020-08-31 2022-09-01 台灣晉陞太空股份有限公司 火箭推進器的電動機及燃料動力混合系統
RU2757437C1 (ru) * 2020-12-22 2021-10-15 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель
RU2764941C1 (ru) * 2021-03-12 2022-01-24 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель
US11927136B1 (en) * 2021-06-04 2024-03-12 Rtx Corporation Turbofan engine with precooler
US11578871B1 (en) 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors
US11885498B2 (en) 2022-01-31 2024-01-30 General Electric Company Turbine engine with fuel system including a catalytic reformer
US11946419B2 (en) 2022-02-23 2024-04-02 General Electric Company Methods and apparatus to produce hydrogen gas turbine propulsion
CN114348243B (zh) * 2022-03-18 2022-05-17 四川凯德源科技有限公司 一种加氢式多级燃爆推进装置
CN114607509A (zh) * 2022-04-15 2022-06-10 中国航空发动机研究院 一种外转子发动机
US20240010351A1 (en) * 2022-07-08 2024-01-11 Raytheon Technologies Corporation Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3237400A (en) * 1957-04-05 1966-03-01 United Aircraft Corp Turborocket engine
US3237401A (en) * 1958-01-17 1966-03-01 United Aircraft Corp Regenerative expander engine
US3172253A (en) * 1959-01-02 1965-03-09 Garrett Corp Combination turbo and ramjet propulsion apparatus
US3797239A (en) * 1965-10-24 1974-03-19 United Aircraft Corp Supersonic combustion engine
GB1487324A (en) * 1973-11-15 1977-09-28 Rolls Royce Gas turbine engines
US4185457A (en) * 1976-01-28 1980-01-29 United Technologies Corporation Turbofan-ramjet engine
US4543785A (en) * 1982-07-07 1985-10-01 Hugh Patrick Turbo-ram-jet engine
FR2606081A1 (fr) * 1986-10-29 1988-05-06 Snecma Moteur de propulsion a turbines de travail contrarotatives
US5052176A (en) * 1988-09-28 1991-10-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system
FR2637018A1 (fr) * 1988-09-28 1990-03-30 Snecma Dispositif d'injection de gaz pour propulseur combine turbo-stato-fusee
DE3909050C1 (ru) * 1989-03-18 1990-08-16 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
FR2648517B1 (fr) * 1989-06-14 1994-04-01 Snecma Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement
DE3934268A1 (de) * 1989-10-13 1991-04-25 Mtu Muenchen Gmbh Turbinen-staustrahltriebwerk
SU1768789A1 (ru) * 1990-06-18 1992-10-15 Tsi Aviat Motorostroeniya Im P Komбиhиpobahhaя дbигateльhaя уctahobka boздушho-kocmичeckoгo camoлeta
FR2682719B1 (fr) * 1991-10-16 1995-03-24 Snecma Moteur pour vehicule hypersonique a fonctionnements turboreacteur et statoreacteur.
RU2038504C1 (ru) * 1992-01-22 1995-06-27 Московский авиационный институт им.С.Орджоникидзе Комбинированный газотурбинный двигатель
RU2179255C2 (ru) * 1997-03-19 2002-02-10 Военно-воздушная инженерная академия им. Н.Е. Жуковского Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель
JPH11107857A (ja) * 1997-10-02 1999-04-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エアターボラムエンジン
CN2620100Y (zh) * 2003-06-06 2004-06-09 孔德昌 组合涡扇冲压发动机
US7370469B2 (en) * 2004-12-13 2008-05-13 United Technologies Corporation Rocket chamber heat exchanger
US20060237166A1 (en) 2005-04-22 2006-10-26 Otey Robert W High Efficiency Fluid Heat Exchanger and Method of Manufacture

Also Published As

Publication number Publication date
CN103221674B (zh) 2016-02-03
WO2012069729A1 (fr) 2012-05-31
FR2967725A1 (fr) 2012-05-25
CN103221674A (zh) 2013-07-24
RU2576403C2 (ru) 2016-03-10
US20130305686A1 (en) 2013-11-21
EP2643579A1 (fr) 2013-10-02
FR2967725B1 (fr) 2012-12-14
US9422889B2 (en) 2016-08-23
EP2643579B1 (fr) 2014-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013126294A (ru) Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель
US10495001B2 (en) Combustion section heat transfer system for a propulsion system
US20200200086A1 (en) High speed propulsion system with inlet cooling
JP4705727B2 (ja) 複合サイクル・パルスデトネーション・タービンエンジン
US11255544B2 (en) Rotating detonation combustion and heat exchanger system
US20180356099A1 (en) Bulk swirl rotating detonation propulsion system
US11306658B2 (en) Cooling system for a turbine engine
CN101725431A (zh) 电动燃油喷气推进器
US20180355792A1 (en) Annular throats rotating detonation combustor
JP2012140960A (ja) 推力増大ガスタービンエンジン
RU2561757C1 (ru) Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель
US20210140641A1 (en) Method and system for rotating detonation combustion
US7762056B2 (en) Aircraft combination engines exhaust thrust recovery
US8978387B2 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
RU135000U1 (ru) Углеродно-водородный прямоточный двигатель
CN108087149B (zh) 一种高推重比低油耗的涡喷发动机
US20190360695A1 (en) Rotating Detonation Combustion System
RU2594828C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2376483C1 (ru) Атомный газотурбинный двигатель с форсажем
RU2379532C1 (ru) Атомный газотурбинный авиационный двигатель
RU2591361C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2561772C1 (ru) Воздушно-реактивный двигатель
RU2554392C1 (ru) Водородный газотурбинный двигатель
RU2553052C1 (ru) Водородный воздушно-реактивный двигатель
US20120151895A1 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner