RU2086794C1

RU2086794C1 - Jet engine

Info

Publication number: RU2086794C1
Application number: RU94029945/06A
Authority: RU
Inventors: Арнольд Петрович Петренко
Original assignee: Арнольд Петрович Петренко
Priority date: 1994-08-05
Filing date: 1994-08-05
Publication date: 1997-08-10
Also published as: RU94029945A

Abstract

FIELD: manufacture of engines. SUBSTANCE: jet engine is provided with air turbine, second loop and straightener fitted before compressor. Power and air turbines are provided with special mechanism for shifting from one mode to another. Passage feeding the compressed air to additional combustion chamber is circular in shape and is provided with air preheaters, circular slot for connection with main combustion chamber and closing ring. Additional combustion chamber is mounted in after-turbine space whose wall is formed by combustion chamber and terminates in cooled fairing with exhaust branch pipe, mixer is located after additional combustion chamber. EFFECT: higher efficiency. 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может найти применение в авиации. The invention relates to aircraft engine manufacturing and may find application in aviation.

Известен турбореактивный двигатель [1] Он содержит компрессор, турбину, выходное сопло и камеру сгорания, снабженную диафрагмой, разделяющей ее на две концентрично расположенные части, и дополнительное реактивное сопло. Этот двигатель обладает рядом достоинств, но он имеет также такой существенный недостаток, влияющий на повышение тяги, как снижение секундного расхода массы газа через двигатель, так как в дополнительное реактивное сопло газы идут без разбавления вторичным воздухом. Known turbojet engine [1] It contains a compressor, a turbine, an output nozzle and a combustion chamber equipped with a diaphragm dividing it into two concentrically arranged parts, and an additional jet nozzle. This engine has a number of advantages, but it also has such a significant drawback, which affects the increase in thrust, as a decrease in the second mass flow of gas through the engine, since the gases go into the additional jet nozzle without dilution with secondary air.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятым за прототип является турбореактивный двигатель [1] Он содержит компрессор, турбину, выходное сопло и камеры сгорания, основную и дополнительную с соплом, а также канал подачи сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания. The closest technical solution to the claimed and adopted as a prototype is a turbojet engine [1] It contains a compressor, a turbine, an output nozzle and a combustion chamber, the main and additional with a nozzle, as well as a channel for supplying compressed air to the additional combustion chamber.

Однако данный турбореактивный двигатель, имея некоторые положительные качества, имеет значительные существенные недостатки: выносная дополнительная камера сгорания, создающая дополнительное лобовое сопротивление, снижает лобовую тягу и длинный сложный канал подачи сжатого воздуха в указанную камеру сгорания, что создает значительное сопротивление и потерю давления. However, this turbojet engine, having some positive qualities, has significant significant disadvantages: an external additional combustion chamber, which creates additional drag, reduces frontal thrust and a long complex channel for supplying compressed air to the specified combustion chamber, which creates significant resistance and pressure loss.

Задачей изобретения является повышение тяги двигателя. The objective of the invention is to increase engine thrust.

Задача достигается тем, что реактивный двигатель, включающий компрессор, выходное сопло, силовую турбину и камеры сгорания, основную и дополнительную, с соплом и каналом подачи сжатого воздуха, снабжен воздушной турбиной, вторым контуром и спрямляющей решеткой перед компрессором, а турбины, силовая и воздушная, снабжены специальным механизмом для перевода их с одного режима на другой, причем канал подачи сжатого воздуха выполнен кольцевым и снабжен воздухоподогревателями, кольцевой прорезью для соединения с основной камерой сгорания и прерывающим кольцом, имеющим привод от пневмоцилиндров, установленных в обтекаемых карманах с крышками, а дополнительная камера сгорания установлена в затурбинном пространстве, стенка которого служит стенкой камеры сгорания и оканчивается охлаждаемым обтекателем с выхлопным патрубком, причем за дополнительной камерой сгорания снабжен смесителем. The objective is achieved in that the jet engine, including the compressor, the output nozzle, the power turbine and combustion chambers, the main and additional, with the nozzle and the compressed air supply channel, is equipped with an air turbine, a secondary circuit and a straightening grid in front of the compressor, and the turbines, power and air are equipped with a special mechanism for transferring them from one mode to another, moreover, the compressed air supply channel is made annular and equipped with air heaters, an annular slot for connection with the main combustion chamber and reryvayuschim ring having from pneumatic actuator, installed in streamlined pockets with lids, and the additional combustion chamber is set to zaturbinnom space, the wall of which serves as the combustion chamber wall and terminates fairing cooled to an exhaust pipe, wherein for the additional combustion chamber is provided with a mixer.

В известном техническом решении имеются признаки, сходные с признаками, отличающими заявляемое решение от прототипа. Это наличие дополнительной камеры сгорания. Однако свойства предлагаемого решения отличаются от свойств аналога, т.е. в известном дополнительная камера сгорания выполнена выносной, что создает дополнительное лобовое сопротивление и сложности подачи в нее сжатого воздуха от компрессора, а в предлагаемом дополнительная камера сгорания установлена в затурбинном пространстве и имеет прямой канал подачи сжатого воздуха. В связи с этим предлагаемое решение обладает существенными отличиями от известных. In the known technical solution there are signs similar to those that distinguish the claimed solution from the prototype. This is the presence of an additional combustion chamber. However, the properties of the proposed solution differ from the properties of the analogue, i.e. in the known additional combustion chamber is made remote, which creates additional drag and difficulties in supplying compressed air to it from the compressor, and in the proposed additional combustion chamber is installed in the turbine space and has a direct channel for supplying compressed air. In this regard, the proposed solution has significant differences from the known.

На фиг. 1 изображен реактивный двигатель, общий вид; на фиг. 2 - обтекаемый карман без крышки с пневматическим цилиндром, вид сверху; на фиг. 3 обтекаемый карман с пневматическим цилиндром, вид сбоку; на фиг. 4 - схематическое поперечное сечение обтекаемого кармана. In FIG. 1 shows a jet engine, a General view; in FIG. 2 - streamlined pocket without a cover with a pneumatic cylinder, top view; in FIG. 3 streamlined pocket with pneumatic cylinder, side view; in FIG. 4 is a schematic cross section of a streamlined pocket.

Реактивный двигатель содержит воздушную турбину 1 на одном валу 2 с компрессором 3, перед которым установлена спрямляющая решетка 4, а с внешней стороны концентрично компрессору канал второго контура 5. За компрессором 3 канал 6 подачи сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания 7. Канал 6 соединяется посредством кольцевой прорези 8 с основной камерой сгорания 9. В канале 6 установлены воздухоподогреватели 10 и перекрывающее кольцо 11, соединенное со штоками 12 пневмоцилиндров 13, установленных в обтекаемых карманах 14, укрепленных в канале 6. Пневмоцилиндры являются приводом для передвижения кольца 11, открывающего или закрывающего прорезь 8 для подачи сжатого воздуха в камеру сгорания 9 или прекращение подачи. За камерой сгорания 9 находится турбина 15, а в конце затурбинного пространства выхлопной патрубок 16 для вывода наружу отработавшего газа. После дополнительной камеры сгорания 7 находится смеситель 17 для смешивания потоков из канала 5 второго контура и камеры сгорания 7. За смесителем расположено выхлопное сопло 18, а в конце затурбинного пространства охлаждаемый обтекатель 19 для газов, вылетающих из камеры сгорания 7. Для охлаждения обтекатель может быть выполнен с двойными стенками для прохождения между ними охлаждающего воздуха. The jet engine contains an air turbine 1 on one shaft 2 with a compressor 3, in front of which a straightening grid 4 is installed, and on the outside concentric to the compressor the channel of the second circuit 5. Behind the compressor 3, the channel 6 for supplying compressed air to the additional combustion chamber 7. Channel 6 is connected by an annular slot 8 with a main combustion chamber 9. In the channel 6, air heaters 10 and an overlapping ring 11 are installed, connected to the rods 12 of the pneumatic cylinders 13 installed in streamlined pockets 14, mounted in the channel 6. nevmotsilindry are driven to move the ring 11, opening or closing the slit 8 for supplying compressed air 9 into the combustion chamber or stopping feeding. Behind the combustion chamber 9 there is a turbine 15, and at the end of the turbine space an exhaust pipe 16 for outputting the exhaust gas. After the additional combustion chamber 7, there is a mixer 17 for mixing flows from the channel 5 of the second circuit and the combustion chamber 7. Behind the mixer there is an exhaust nozzle 18, and at the end of the turbine space a cooled cowl 19 for gases emanating from the combustion chamber 7. For cooling, the cowl may be made with double walls for the passage of cooling air between them.

Реактивный двигатель работает следующим образом. При запуске, работе двигателя на земле в режиме взлета, воздушная турбина 1 находится в режиме свободного вращения и вырабатываемый компрессором 3 сжатый воздух поступает в канал 6, откуда через кольцевую прорезь 8 часть воздуха поступает в основную камеру сгорания 9 для работы турбины 15, в которой срабатывается весь располагаемый теплоперепад, и отработавшие газы выводятся наружу через выхлопной патрубок 16. Основная же, большая часть сжатого воздуха подогревается в воздухоподогревателях 10 и поступает в дополнительную камеру сгорания 7, из которой газы с большой скоростью и температурой вылетают, увлекая и воздух из второго контура и смешиваются с ним в смесителе 18, а затем вылетают из выходного сопла 18, а обтекатель 19 будет препятствовать образованию завихрений на выходе из камеры сгорания 7. После взлета воздушная турбина 1 переводится посредством специального механизма в режим принудительного вращения через сопротивление встречного потока воздуха, снижая тем самым лобовое сопротивление двигателя. Затем приводятся в действие пневмоцилиндры 13, соединенные через штоки 12 с перекрывающим кольцом 11, и кольцевая прорезь 8 закрывается, преграждая доступ сжатого воздуха в основную камеру сгорания 9. Доступ топлива туда прекращается и оно направляется в камеру сгорания 7, а турбина специальным механизмом переводится в режим свободного вращения. Перед заходом на посадку турбина 15 переводится вновь в режим принудительного вращения, и перекрывающее кольцо 11 пневмоцилиндрами 13 возвращается назад в исходное положение, а воздушная турбина 1 переводится в режим свободного вращения. Часть сжатого воздуха вновь направляется через кольцевую прорезь 8 в камеру сгорания 9 и образующиеся там газы вновь вращают турбину 15 с компрессором 3 для получения сжатого воздуха. A jet engine operates as follows. When starting, operating the engine on the ground in the takeoff mode, the air turbine 1 is in free rotation mode and the compressed air generated by the compressor 3 enters the channel 6, from where, through the annular slot 8, part of the air enters the main combustion chamber 9 for the operation of the turbine 15, in which the entire available heat drop is triggered, and the exhaust gases are discharged out through the exhaust pipe 16. The main, most of the compressed air is heated in the air heaters 10 and enters the additional combustion chamber 7, from which gases with high speed and temperature take off, drawing air from the second circuit and mix with it in the mixer 18, and then take off from the outlet nozzle 18, and the fairing 19 will prevent the formation of vortices at the outlet of the combustion chamber 7. After take-off, air turbine 1 is transferred by means of a special mechanism to the forced rotation mode through the resistance of the oncoming air flow, thereby reducing the drag of the engine. Then the pneumatic cylinders 13 are connected, connected through the rods 12 with an overlapping ring 11, and the annular slot 8 is closed, blocking the access of compressed air to the main combustion chamber 9. The fuel is stopped there and sent to the combustion chamber 7, and the turbine is transferred to a special mechanism in free rotation mode. Before approaching, the turbine 15 is again transferred to the forced rotation mode, and the overlapping ring 11 by the pneumatic cylinders 13 is returned back to its original position, and the air turbine 1 is transferred to the free rotation mode. A part of the compressed air is again directed through the annular slot 8 into the combustion chamber 9 and the gases formed there again rotate the turbine 15 with the compressor 3 to produce compressed air.

Наличие в реактивном двигателе воздушной турбины 1, используемой для вращения компрессора 3, дает возможность повысить лобовую тягу, наличие дополнительной камеры сгорания 7 в затурбинном пространстве и подогрев сжатого воздуха перед поступлением в нее дает возможность повысить температуру газов, их скорость и эжектировать воздух второго контура, что соответственно увеличивает тягу двигателя, наличие второго контура дает возможность применения воздушной турбины. The presence in the jet engine of an air turbine 1 used to rotate the compressor 3 makes it possible to increase the frontal thrust, the presence of an additional combustion chamber 7 in the turbine space and the heating of the compressed air before entering it makes it possible to increase the temperature of the gases, their speed and eject the secondary air, which accordingly increases engine thrust, the presence of a second circuit makes it possible to use an air turbine.

Использование предлагаемого реактивного двигателя по сравнению с прототипом дает возможность посредством снижения лобового сопротивления повысить лобовую тягу, а путем использования дополнительной камеры сгорания 7 в затурбинном пространстве предварительного подогрева сжатого воздуха и эжектирования воздуха второго контура дает возможность повысить тягу двигателя. Using the proposed jet engine in comparison with the prototype makes it possible to reduce frontal thrust by lowering drag, and by using an additional combustion chamber 7 in the turbine space for preheating compressed air and ejecting secondary air, it makes it possible to increase thrust.

Claims

A jet engine containing a compressor, an output nozzle, a power turbine and combustion chambers, the main and additional with a nozzle and a compressed air supply channel, characterized in that it is equipped with an air turbine, a second circuit and a straightening grid in front of the compressor, and the turbines, power and air, are equipped a special mechanism for transferring them from one mode to another, and the channel for supplying compressed air to the additional combustion chamber is made circular and equipped with air heaters, an annular slot for connection with about a new combustion chamber and an overlapping ring driven by pneumatic cylinders installed in streamlined pockets with covers, and an additional combustion chamber is installed in the turbine space, the wall of which is the wall of the combustion chamber, and ends with a cooled cowl with an exhaust pipe, and a mixer is located behind the additional combustion chamber .