RU2088781C1

RU2088781C1 - Turbojet engine

Info

Publication number: RU2088781C1
Authority: RU
Inventors: Н.Н. Чудиков
Original assignee: Стояченко Игорь Леонидович
Priority date: 1991-12-05
Filing date: 1991-12-05
Publication date: 1997-08-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: turbojet engine includes combustion chamber arranged in gas duct and nozzle and gas turbine with rotor and blades arranged in diffuser. Engine is also provided with cylindrical rods secured on turbine rotor before combustion chamber located in confuser of gas duct. Number of cylindrical rods is equal to number of blades of last stage of compressor and their diameter is equal to maximum thickness of blade. EFFECT: enhanced reliability. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной промышленности, конкретно, к турбореактивным двигателям, и может быть использовано при создании турбореактивных самолетов. The invention relates to the aviation industry, in particular, to turbojet engines, and can be used to create turbojet aircraft.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий расположенные в канале камеру сгорания, газовые турбины или сопло [1] Двигатель содержит два воздушных компрессора, три газовых турбины. Это позволяет повысить мощность двигателя. Однако коэффициент полезного действия такого двигателя относительно низок (порядка 25%), так как тяга в нем создается за счет сужения сопла по ходу возможного движения газов. Known turbojet engine containing located in the channel of the combustion chamber, gas turbines or nozzle [1] The engine contains two air compressors, three gas turbines. This allows you to increase engine power. However, the efficiency of such an engine is relatively low (of the order of 25%), since the thrust in it is created due to the narrowing of the nozzle along the course of the possible movement of gases.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий воздушный компрессор, газоходный канал, расположенные в газоходном канале камеру сгорания, газовую турбину и сопло [2] Двигатель содержит многосекционную камеру сгорания, каналы для отвода воздуха на охлаждение. Сжатый воздушным компрессором воздух поступает в камеру сгорания (ее секции) недостаточно турбулентным. Поэтому топливо недостаточно полно смешивается с воздухом, не полностью и недостаточно быстро сгорает, что ведет к снижению коэффициента полезного действия двигателя. Так как тяга в двигателе создается за счет сужения сопла на выходе газов, коэффициент полезного действия также снижается. Давление выделившегося газа не может дать газовому потоку наибольшее ускорение, так как камера сгорания, направляющий аппарат перед газовой турбиной и сама сноголопастная турбина создают значительное торможение. Known turbojet engine containing an air compressor, a gas duct, a combustion chamber located in the gas duct, a gas turbine and a nozzle [2] The engine contains a multi-section combustion chamber, channels for exhausting air for cooling. The air compressed by the air compressor enters the combustion chamber (its sections) not sufficiently turbulent. Therefore, the fuel is not fully mixed with air, it is not completely and quickly burned out, which leads to a decrease in the efficiency of the engine. Since the thrust in the engine is created by narrowing the nozzle at the gas outlet, the efficiency is also reduced. The pressure of the released gas cannot give the gas stream the greatest acceleration, since the combustion chamber, the guiding apparatus in front of the gas turbine and the uni-blade turbine itself create significant braking.

По вышеупомянутым причинам коэффициент полезного действия известного двигателя в работающих моделях составляет 25-30% и в идеальных случаях не может превысить 50%
Наиболее близким к предложенному является турбореактивный двигатель, содержащий воздушный компрессор, имеющий ступени с лопатками, размещенные в газоходном канале, камеру сгорания (многосекционную), и в диффузоре сопло и газовую турбину с ротором и лопатками [3] Данная турбина имеет фактически те же ограничения, что и описанная выше, что не позволяет получать коэффициент полезного действия выше 50% В таком реактивном двигателе происходит неполное сгорание топлива, и используемое в нем сопло Лаваля не может значительно улучшить его рабочие характеристики. Возможный отбор сжатого воздуха от компрессора на охлаждение лопаток турбины снижает рабочие характеристики двигателя.For the above reasons, the efficiency of the known engine in working models is 25-30% and in ideal cases cannot exceed 50%
Closest to the proposed one is a turbojet engine containing an air compressor having stages with blades located in the gas duct, a combustion chamber (multi-section), and in the diffuser a nozzle and a gas turbine with a rotor and blades [3] This turbine has practically the same limitations, as described above, which does not allow to obtain an efficiency above 50%. In such a jet engine, incomplete combustion of fuel occurs, and the Laval nozzle used in it cannot significantly improve its working specifications. The possible selection of compressed air from the compressor for cooling the turbine blades reduces the engine performance.

Была поставлена задача создать турбореактивный двигатель с повышенным коэффициентом полезного действия и улучшенными экологическими характеристиками за счет повышения полноты сгорания топлива. Эта задача была решена настоящим изобретением. The task was to create a turbojet engine with a high efficiency and improved environmental performance by increasing the completeness of fuel combustion. This problem was solved by the present invention.

В турбореактивном двигателе, содержащем воздушный компрессор, имеющий ступени с лопатками, размещенные в газоходном канале, камеру сгорания и в диффузоре сопло и газовую турбину с ротором и лопатками, согласно изобретению двигатель снабжен цилиндрическими стержнями, закрепленными на роторе турбины перед камерой сгорания, размещенной в конфузоре газоходного канала, причем количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки. In a turbojet engine containing an air compressor having stages with vanes arranged in a gas duct, a combustion chamber and in a diffuser a nozzle and a gas turbine with a rotor and vanes, according to the invention, the engine is equipped with cylindrical rods mounted on the turbine rotor in front of the combustion chamber located in the confuser gas duct, and the number of cylindrical rods equal to the number of blades of the last stage of the compressor, and their diameter is equal to the maximum thickness of the blades.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения цилиндрические стержни закреплены по окружности в плоскости, перпендикулярной оси ротора. In a preferred embodiment, the cylindrical rods are fixed around the circumference in a plane perpendicular to the axis of the rotor.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения газовая турбина может содержать четыре лопатки и расположена в диффузоре по месту максимальной площади его поперечного сечения. In a preferred embodiment of the invention, the gas turbine may contain four vanes and is located in the diffuser in place of its maximum cross-sectional area.

В качестве воздушного компрессора могут быть использованы обычные многоступенчатые воздушные компрессоры вентиляторы, используемые в турбореактивных двигателях. As an air compressor, conventional multistage air compressor fans used in turbojets can be used.

Внутренняя поверхность газоходного канала выполнена в виде кольцевого инжектора, содержащего конфузорную и диффузорную части и расположена за компрессором по ходу возможного перемещения газового потока. В качестве направления возможного перемещения газового потока принимается его направление во время работы двигателя, т.е. от компрессора к соплу. Это означает, что газоходный канал представляет собой трубу переменного сечения, состоящую из двух усеченных конусов с общим меньшим основанием, а большие основания указанных конусов соответствуют торцам трубы. Угол при большем основании одного конуса равен примерно 45^o, а другого 60-80^o. Часть трубы, соответствующая конусу с углом 45^o, рассматривается как конфузор, а с углом 50-70^o как диффузор. Область общего (меньшего) основания конусов соответствует горловине кольцевого инжектора.The inner surface of the gas duct is made in the form of an annular injector containing confuser and diffuser parts and is located behind the compressor in the course of the possible movement of the gas stream. As the direction of possible movement of the gas stream, its direction during engine operation, i.e. from compressor to nozzle. This means that the gas duct is a pipe of variable cross section, consisting of two truncated cones with a common smaller base, and the large bases of these cones correspond to the ends of the pipe. The angle at the larger base of one cone is approximately 45 ^o , and the other 60-80 ^o . The part of the pipe corresponding to the cone with an angle of 45 ^o is considered as a confuser, and with an angle of 50-70 ^o as a diffuser. The area of the common (smaller) base of the cones corresponds to the neck of the annular injector.

Признак, указывающий на расположение сопла в диффузоре, в данном изобретении означает, что функцию сопла выполняет горловина и часть диффузора, примыкающая к горловине. A sign indicating the location of the nozzle in the diffuser, in this invention means that the function of the nozzle is performed by the neck and the part of the diffuser adjacent to the neck.

Указание на то, что двигатель снабжен цилиндрическими стержнями, закрепленными на роторе турбины перед камерой сгорания, означает6 что указанные стержни закреплены перед камерой сгорания по ходу возможного перемещения газового потока. An indication that the engine is equipped with cylindrical rods mounted on the turbine rotor in front of the combustion chamber means 6 that these rods are mounted in front of the combustion chamber in the direction of possible movement of the gas stream.

Указание на то, что цилиндрические стержни закреплены в плоскости, перпендикулярной оси ротора турбины, означает, что через закрепленные стержни может проходить такая плоскость. An indication that the cylindrical rods are fixed in a plane perpendicular to the axis of the turbine rotor means that such a plane can pass through the fixed rods.

Под последней ступенью компрессора понимается ступень компрессора, расположенная ближе остальных к камере сгорания по ходу возможного перемещения газового потока. The last stage of the compressor refers to the stage of the compressor, located closest to the combustion chamber in the direction of the possible movement of the gas stream.

Под максимальной толщиной лопатки понимается наибольшее расстояние между ее кромками, измеренное по прямой, перпендикулярной оси ротора турбины. By the maximum thickness of the blade is meant the greatest distance between its edges, measured in a straight line perpendicular to the axis of the turbine rotor.

Вышеуказанные признаки позволяют обеспечить достижение следующего технического эффекта. The above signs can ensure the achievement of the following technical effect.

Наличие диффузора и конфузора в газоходном канале (т.е. выполнение части газоходного канала в виде кольцевого инжектора) позволяет создать тягу в двигателе не за счет сужения сопла, как в известных решениях, а за счет того, что выделившиеся при горении топлива в камере сгорания-конфузоре газы выходят через горловину в диффузор. Таким образом, функцию сопла выполняет не весь диффузор, а только его часть, примыкающая к горловине. Кроме того, выходящие из диффузора газы более "рассеяны" за счет более высокой турбулентности и, следовательно, более безопасны для окружения самолета. The presence of a diffuser and a confuser in the gas duct (i.e., a part of the gas duct in the form of an annular injector) makes it possible to create thrust in the engine not by narrowing the nozzle, as in the known solutions, but due to the fact that fuel released in the combustion chamber during combustion -confuser gases exit through the neck into the diffuser. Thus, the nozzle function is not performed by the entire diffuser, but only by its part adjacent to the neck. In addition, the gases leaving the diffuser are more “scattered” due to higher turbulence and, therefore, are safer for the environment of the aircraft.

Расположение лопаток позволяет увеличить долговечность турбины за счет расположения лопаток в зоне относительно низкой температуры газового потока. Температура будет наиболее низкой в диффузоре по месту максимальной площади его поперечного сечения. The location of the blades allows to increase the durability of the turbine due to the location of the blades in the area of relatively low temperature of the gas stream. The temperature will be the lowest in the diffuser in the place of the maximum cross-sectional area.

Закрепленные на роторе турбины перед камерой сгорания цилиндрические стержни выполняют функцию активного ускорителя, позволяют создать высокую турбулентность поступающего в камеру сгорания воздушного потока, что обеспечивает более полное смешение последнего с топливом и, следовательно, более быстрое и полное сгорание топлива в камере сгорания и таким образом, повышение коэффициента полезного действия двигателя. The cylindrical rods mounted on the turbine’s rotor in front of the combustion chamber act as an active accelerator and allow creating high turbulence of the air flow coming into the combustion chamber, which ensures more complete mixing of the latter with the fuel and, therefore, faster and more complete combustion of the fuel in the combustion chamber and thus increase engine efficiency.

Если количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки, создаются оптимальные условия для создания турбулентного потока воздуха. If the number of cylindrical rods is equal to the number of blades of the last stage of the compressor, and their diameter is equal to the maximum thickness of the blades, optimal conditions are created for creating a turbulent air flow.

Количество лопаток, равное четырем, обеспечивает оптимальные условия для работы газовой турбины. The number of blades, equal to four, provides optimal conditions for the operation of a gas turbine.

На фиг. 1 показан осевой разрез турбореактивного двигателя; на фиг. 2 - то же, разрез А-А двигателя на фиг. 1; на фиг. 3 вид Б, отмеченный на фиг. 1. In FIG. 1 shows an axial section through a turbojet engine; in FIG. 2 is the same, section AA of the engine of FIG. one; in FIG. 3, view B marked in FIG. one.

Двигатель содержит ротор 1 с расположенными на нем лопатками воздушного компрессора 2, газовой турбиной 3 и цилиндрическими стержнями 4 завихрителя. Ротор 1 установлен в передней 5 и задней 6 опорах, которые соединены с корпусом стойками 7 и 8 соответственно. Ротор содержит заборник 9 и выходные отверстия соответственно для входа и выхода охлаждающего воздуха. Количество цилиндрических стержней 4 завихрителя равно числу лопаток последней ступени 11 компрессора 2, а их диаметр равен наибольшей толщине лопатки. Внутренняя поверхность газоходного канала, расположенная за компрессором по ходу возможного перемещения газового потока (показано стрелками) выполнена в виде кольцевого инжектора, в котором конфузором является камера сгорания 12, а за горловиной-соплом 13 расположен диффузор 14 с расположенной в нем газовой турбиной 2. Двигатель содержит топливные форсунки 15. Вставка 16 выполнена из жаропрочного материала. Позицией 17 обозначен корпус. The engine comprises a rotor 1 with the blades of an air compressor 2 located thereon, a gas turbine 3 and cylindrical swirl rods 4. The rotor 1 is installed in the front 5 and rear 6 bearings, which are connected to the housing by uprights 7 and 8, respectively. The rotor includes a intake 9 and outlet openings, respectively, for the inlet and outlet of cooling air. The number of cylindrical rods 4 of the swirler is equal to the number of blades of the last stage 11 of compressor 2, and their diameter is equal to the largest thickness of the blade. The inner surface of the gas duct, located behind the compressor along the possible movement of the gas stream (shown by arrows) is made in the form of an annular injector, in which the combustion chamber 12 is a confuser, and behind the throat-nozzle 13 there is a diffuser 14 with a gas turbine 2 located in it. contains fuel nozzles 15. The insert 16 is made of heat-resistant material. Position 17 is the housing.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом. A turbojet engine operates as follows.

При вращении ротора 1 сжатый воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 12 через завихритель из цилиндрических стержней 4, который создает в ней высокую турбулентность (множество мелких вихрей) сжатого воздуха, и поступающее через форсунки 15 в камеру сгорания топливо полностью смешивается с воздухом, быстро и полностью сгорает в пределах камеры сгорания, выделяя газы с высокой температурой и давлением. Имея максимальное давление, газы из камеры сгорания выходят через реактивное сопло-горловину 13 со сверхзвуковой скоростью или максимальным перепадом давлений, создавая максимальную тягу. Далее газы проходят по диффузору 14, расширяясь, теряя давление и температуру, и создают дополнительную тягу. Перед турбиной 3 энергия давления газов практически полностью переходит в кинетическую и, потеряв давление и температуру, газы приобретают скорость, достаточную для того, чтобы вращать ротор 1 четырехлопаточной турбины без соплового аппарата, а температура газов, проходящих через турбину, становится безопасной для лопаток турбины и дополнительное охлаждение их не требуется. When the rotor 1 rotates, the compressed air from the compressor 2 enters the combustion chamber 12 through a swirl of cylindrical rods 4, which creates high turbulence (many small vortices) of compressed air in it, and the fuel supplied through the nozzles 15 to the combustion chamber is completely mixed with air, quickly and completely burns within the combustion chamber, releasing gases with high temperature and pressure. Having maximum pressure, the gases from the combustion chamber exit through the jet nozzle-throat 13 with a supersonic speed or a maximum pressure drop, creating maximum thrust. Then the gases pass through the diffuser 14, expanding, losing pressure and temperature, and create additional traction. Before the turbine 3, the gas pressure energy is almost completely converted into kinetic and, having lost pressure and temperature, the gases acquire a speed sufficient to rotate the rotor 1 of the four-blade turbine without a nozzle apparatus, and the temperature of the gases passing through the turbine becomes safe for the turbine blades and additional cooling is not required.

Можно показать, что для того, чтобы температура проходящих по диффузору газов снизилась перед турбиной до безопасной, площадь поперечного сечения диффузора по месту установки турбины должна быть в три раза больше площади отверстия сопла-горловины 13. Площадь отверстия сопла-горловины 13 подбирается такой, чтобы при максимальном режиме работы ТРД давление газов в камере сгорания не превышало бы давления воздуха, создаваемого компрессором. Отверстие наибольшего диаметра за турбиной является выходным отверстием для отработанных газов, которые, отдав всю свою энергию в основном на создание тяги, выходят наружу с практически нулевым перепадом давлений и низкой температурой в виде рассеянной струи, безопасной в аэродромных условиях, и относительно небольшим шумом. It can be shown that in order for the temperature of the gases passing through the diffuser to decrease to a safe temperature in front of the turbine, the cross-sectional area of the diffuser at the installation site of the turbine should be three times the area of the nozzle-mouth opening 13. The opening area of the nozzle-neck 13 is selected so that at the maximum operating mode of the turbojet engine, the gas pressure in the combustion chamber would not exceed the air pressure created by the compressor. The largest diameter hole behind the turbine is an outlet for exhaust gases, which, having given all their energy mainly to create thrust, go outside with a practically zero pressure drop and a low temperature in the form of a scattered jet, safe in aerodrome conditions, and relatively low noise.

Предложенный турбореактивный двигатель может быть использован на самолетах с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета, а также на аэросанях и надводных судах как экологически более чистый и экономически более выгодный. Данное изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбореактивного двигателя примерно до 0,7. The proposed turbojet engine can be used on airplanes with subsonic and supersonic flight speeds, as well as on snowmobiles and surface ships as an environmentally cleaner and more economical. This invention allows to increase the efficiency of a turbojet engine to about 0.7.

Claims

1. A turbojet engine containing an air compressor having stages with vanes located in the gas duct of the combustion chamber and in its diffuser a nozzle and a gas turbine with a rotor and vanes, characterized in that the engine is equipped with cylindrical rods mounted on the turbine rotor in front of the combustion chamber, placed in the confuser of the gas duct, and the number of cylindrical rods equal to the number of blades of the last stage of the compressor, and their diameter is equal to the maximum thickness of the blades.

2. The engine according to claim 1, characterized in that the cylindrical rods are fixed around the circumference in a plane perpendicular to the axis of the rotor.

3. The engine according to claim 1 or 2, characterized in that the gas turbine contains four blades and is located in the diffuser in place of the maximum cross-sectional area.