RU2116489C1 - Engine-propulsor for flying vehicle - Google Patents

Engine-propulsor for flying vehicle Download PDF

Info

Publication number
RU2116489C1
RU2116489C1 RU96109939A RU96109939A RU2116489C1 RU 2116489 C1 RU2116489 C1 RU 2116489C1 RU 96109939 A RU96109939 A RU 96109939A RU 96109939 A RU96109939 A RU 96109939A RU 2116489 C1 RU2116489 C1 RU 2116489C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
propulsion
propulsor
housing
nozzle
Prior art date
Application number
RU96109939A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU96109939A (en
Inventor
Адхам Закирович Султанов
Original Assignee
Адхам Закирович Султанов
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 Адхам Закирович Султанов filed Critical Адхам Закирович Султанов
Priority to RU96109939A priority Critical patent/RU2116489C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2116489C1 publication Critical patent/RU2116489C1/en
Publication of RU96109939A publication Critical patent/RU96109939A/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: engine-propulsor has tubular casing with volume compensator located in it and connected by means of shaft. Engine-propulsor is also provided with nozzle and gas propulsor equipped with combustion chamber located inside casing whose walls are provided with heat-resistant ceramics; casing has conical cover which is provided with central hole for receiving the air intake pipe which is connected to compressor outlet; air intake pipe terminates in cone with holes made at angle. Casing is also provided with spherical bottom fitted with nozzles; it may have round or rectangular cross section. EFFECT: increased thrust of engine. 4 cl, 3 dwg

Description

Современные летательные аппараты делятся на дозвуковой, сверхзвуковой скорости и вертикального взлета-посадки, следовательно, их компоновка резко отличается друг от друга. Modern aircraft are divided into subsonic, supersonic speeds and vertical take-off and landing, therefore, their layout is very different from each other.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий диффузор, камеру сгорания и выходное сопло. Known ramjet engine (ramjet) containing a diffuser, a combustion chamber and an output nozzle.

Недостатками являются то, что он не может создать силу тяги при стоянке, так как в камере сгорания отсутствует избыточное давление воздуха от скоростного напора, следовательно, для ПВРД необходим стартовый ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) или жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД). The disadvantages are that it cannot create traction when stationary, since there is no excess air pressure from the pressure head in the combustion chamber, therefore, for the ramjet, a solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine) or liquid propellant rocket engine (LRE) is required.

Применение на пилотируемых летательных аппаратах такой комбинированной силовой установки представляет большие эксплуатационные неудобства, так как они весьма сложны, не эффективны, с низким КПД. The use of such a combined power plant on manned aircraft represents great operational inconvenience, since they are very complex, not effective, with low efficiency.

Известен турбореактивный двигатель (ТРД), содержащий диффузор, лопаточный 14-ступенчатый компрессор, камеры сгорания, выполненные трубчато-кольцевого типа с двенадцатью жаровыми трубами, шестиступенчатую лопаточную турбину и реактивное сопло. Known turbojet engine (turbojet engine) containing a diffuser, a 14-stage vane compressor, combustion chambers made of a tubular-ring type with twelve heat pipes, a six-speed vane turbine and a jet nozzle.

Недостатком этого двигателя является сложная конструкция. The disadvantage of this engine is its complex design.

Главным показателем ТРД является тяга, зависящая от высокого давления газов и температуры, но на практике этого нельзя достичь, так как камера сгорания находится впереди турбины, поэтому температуру резко ограничивают, чтобы не расплавить лопатки турбины. В результате температуру перед турбиной резко уменьшают до 900-1127oC. В то же время температура в форсажных камерах - 2327-2427oC, что резко увеличивает удельный расход топлива, снижает КПД. В предложенном двигателе температура в камере сгорания составит 2327-2427oC, что резко повысит тягу и КПД.The main indicator of turbojet engines is thrust, which depends on high gas pressure and temperature, but in practice this cannot be achieved, since the combustion chamber is in front of the turbine, so the temperature is sharply limited so as not to melt the turbine blades. As a result, the temperature in front of the turbine is sharply reduced to 900-1127 o C. At the same time, the temperature in the afterburners is 2327-2427 o C, which sharply increases the specific fuel consumption, reduces the efficiency. In the proposed engine, the temperature in the combustion chamber will be 2327-2427 o C, which will dramatically increase traction and efficiency.

Известен двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий трубчатый корпус с расположенными в нем объемными компрессором и двигателем, соединенными между собой валом. Known engine propulsion of an aircraft, comprising a tubular body with located in it volumetric compressor and engine, interconnected by a shaft.

Недостатком известного двигателя является малая тяга. A disadvantage of the known engine is low thrust.

Задачей настоящего изобретения является повышение тяги. The present invention is to increase traction.

Поставленная задача достигается за счет того, что двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий наружный трубчатый корпус с расположенными в нем объемными роторным компрессором и двигателем, соединенные между собой валом, снабжен соплом и газовым движителем, содержащим корпус, расположенную внутри него камеру сгорания, внутренние стенки которой облицованы жаропрочной керамикой, коническую крышку, выполненную с центральным отверстием, с помещенной в последней воздухо-заборной трубой, подключенной к выходу из компрессора и оканчивающейся конусом с выполненными под углом отверстиями, и сферическое днище с соплами. Корпус движителя выполняется круглого или прямоугольного поперечного сечения. The problem is achieved due to the fact that the propulsion engine of the aircraft, containing an outer tubular housing with a volumetric rotary compressor and an engine connected thereto by a shaft, is equipped with a nozzle and a gas propulsion device containing a housing located inside the combustion chamber, internal walls which is lined with heat-resistant ceramics, a conical cover made with a central hole, placed in the last air intake pipe connected to the outlet of the compressor and the eye cone with angled holes, and a spherical bottom with nozzles. The housing of the mover is made of round or rectangular cross section.

На фиг. 1 изображен продольный разрез газового двигателя-движителя; на фиг. 2 - сечение А-А фиг. 1; на фиг. 3 - поперечный разрез роторного двигателя, компрессора по патенту РФ N 1807219 "Паровой роторный двигатель Султанова". In FIG. 1 shows a longitudinal section of a gas propulsion engine; in FIG. 2 is a section AA of FIG. one; in FIG. 3 is a cross-sectional view of a rotary engine, compressor according to RF patent N 1807219 "Sultanov steam rotary engine".

Двигатель-движитель (фиг. 1) содержит корпус 1, диффузор 2, сопло 3. Внутри корпуса 1 устанавливаются роторный объемный двигатель 4 (фиг. 3, поперечный разрез, патент РФ N 1832098), объемный роторный компрессор 5, по конструкции идентичный двигателю 4 (поперечный разрез как на фиг. 3) с конусным обтекателем 6. Компрессор 5 и двигатель 4 установлены на общем трубчатом валу 7. К правому торцу двигателя 4 крепится газовый движитель 8 (фиг. 2) с соплами 9. The propulsion engine (Fig. 1) comprises a housing 1, a diffuser 2, a nozzle 3. Inside the housing 1, a rotary volumetric engine 4 is installed (Fig. 3, cross section, RF patent N 1832098), a volumetric rotary compressor 5, identical in design to engine 4 (cross section as in FIG. 3) with a cone fairing 6. The compressor 5 and engine 4 are mounted on a common tubular shaft 7. A gas propeller 8 (Fig. 2) with nozzles 9 is attached to the right end of the engine 4.

В одном агрегате роторного двигателя можно получить любую необходимую мощность или необходимую производительность с необходимым давлением при работе как компрессора. In one unit of a rotary engine, you can get any necessary power or necessary performance with the necessary pressure when working as a compressor.

Газовый движитель 8 (фиг. 2 - продольный разрез по А-А фиг. 2) устанавливается с возможностью поворачиваться на угол 180o, и он перед полетом работает от сжатого воздуха, получаемого от компрессора 5.The gas propulsion device 8 (Fig. 2 is a longitudinal section along A-A of Fig. 2) is installed with the ability to rotate through an angle of 180 o , and before flight it works from compressed air received from the compressor 5.

Газовый движитель содержит (фиг. 2) корпус 10 круглого или прямоугольного сечения, внутри которого помещается камера сгорания 11, облицованная керамикой, выдерживающей высокую температуру, коническую крышку 12 с коническим обтекателем 13. Корпус 10 закрывается сферическим днищем 14 с соплами 9. Воздухозаборная труба 15 внутри камеры сгорания 11 оканчивается конусом с выполненными под углом отверстиями 16. На сферической крышке 14 крепятся сопла 9 (фиг. 1, 2) пробковыми клапанами (из-за известности они не показаны). Их количество зависит от мощности движителя. На корпусе 10 крепятся топливные форсунки 17 (обозначены стрелками). Движитель устанавливается в корпусе 3 и к нему подводится от компрессора 5 воздухонагнетательная труба 19 (показана стрелкой). The gas propulsion device contains (Fig. 2) a body 10 of circular or rectangular cross section, inside which a combustion chamber 11 is placed, lined with ceramic that can withstand high temperature, a conical cover 12 with a conical fairing 13. The housing 10 is closed by a spherical bottom 14 with nozzles 9. The air intake pipe 15 inside the combustion chamber 11 ends with a cone with openings made at an angle 16. On the spherical cover 14 nozzles 9 are attached (Figs. 1, 2) with cork valves (because of fame they are not shown). Their number depends on the power of the propulsion. On the housing 10 are attached fuel nozzles 17 (indicated by arrows). The mover is installed in the housing 3 and the air discharge pipe 19 (shown by an arrow) is supplied to it from the compressor 5.

Перед полетом летательного аппарата запускается двигатель 4 (фиг. 1, 2, 3). Вместе с двигателем 4 начинает работать компрессор 5, сидящий на одном трубчатом валу 7, после чего из всасывающего патрубка 18 (в патрубке клапан не устанавливается) поступает атмосферный воздух (вращение кулачка 19 с трубчатым валом 20 показано стрелкой и обозначено буквой ω - фиг. 3), и сжатый воздух из камеры 21 через выхлопной патрубок 22 (клапан не показан) по трубе 19 (фиг. 2, показана стрелкой), через отверстия 16 воздухозаборной трубы 19 (чтобы не затемнять чертеж заслонки, задвижки не показаны), имея допустимое давление, попадает в камеру сгорания 11 корпуса 10 (облицованной керамикой), закрытую крышкой 12 и днищем 14. В рабочей камере 21 (фиг. 3) установлена заслонка 23. Before the flight of the aircraft starts the engine 4 (Fig. 1, 2, 3). Together with the engine 4, the compressor 5 starts to work, sitting on one tubular shaft 7, after which atmospheric air enters from the suction pipe 18 (the valve is not installed in the pipe) (rotation of the cam 19 with the pipe shaft 20 is indicated by an arrow and is indicated by the letter ω - Fig. 3 ), and compressed air from the chamber 21 through the exhaust pipe 22 (valve not shown) through the pipe 19 (Fig. 2, shown by an arrow), through the holes 16 of the intake pipe 19 (so as not to obscure the drawing of the shutter, the shutters are not shown), having an allowable pressure gets into the combustion chamber 11 of the housing 10 (lined with ceramics), closed by a lid 12 and a bottom 14. In the working chamber 21 (Fig. 3), a shutter 23 is installed.

Впрыснутое из форсунок 17 топливо, воспламеняясь (поджигается известными способами), резко повысит давление, и под таким давлением, через сопла 9, создавая необходимую тягу, газы покидают сопло. The fuel injected from the nozzles 17, igniting (ignited by known methods), will sharply increase the pressure, and under this pressure, through the nozzle 9, creating the necessary draft, the gases leave the nozzle.

Как только летательный аппарат двинется вперед (фиг. 1), поток воздуха начинает поступать в диффузор 2, обтекая конусный обтекатель 6, двигаясь далее по кольцевому каналу между корпусом 1 и корпусами компрессора 5, двигателя 4, корпуса 8 газового движителя, охлаждает сопло 9 и, смешиваясь с горячими газами, выходящими из сопла 9, истекает из сопла 3, создавая необходимую тягу. As soon as the aircraft moves forward (Fig. 1), air flow begins to flow into the diffuser 2, flowing around the conical fairing 6, moving further along the annular channel between the housing 1 and the compressor 5, engine 4, and 8 gas engine cases, cools the nozzle 9 and mixing with hot gases leaving the nozzle 9, flows out of the nozzle 3, creating the necessary draft.

В фюзеляж 1 "Самолета Султанова" легко установить два двигателя-движителя без пусковых стартеров (они не нужны), и летательный аппарат станет абсолютно надежным, а газовые движители будут устанавливаться, как на фигурах патента. In the fuselage 1 of the “Sultanov Aircraft” it is easy to install two propulsion engines without starting starters (they are not needed), and the aircraft will become absolutely reliable, and gas propulsion devices will be installed, as in the figures of the patent.

Масса двигателей-движителей не будет превышать массу шасси с колесами самолета ИЛ-76, так как летательный аппарат предназначен для вертикального взлета и посадки. The mass of propulsion engines will not exceed the mass of the chassis with the wheels of the IL-76 aircraft, since the aircraft is designed for vertical take-off and landing.

Поступление сжатого воздуха из компрессора 5 на газовые движители будет регулироваться задвижками-заслонками. The flow of compressed air from the compressor 5 to the gas propulsors will be controlled by gate valves.

Claims (3)

1. Двигатель-движитель летательного аппарата, содержащий трубчатый корпус с расположенными в нем объемными компрессором и двигателем, соединенными между собой валом, отличающийся тем, что он снабжен соплом и газовым движителем, содержащим камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, имеющего облицованные жаропрочной керамикой внутренние стенки, коническую крышку с центральным отверстием с помещенной в последней воздухозаборной трубой, подключенной к выходу из компрессора и оканчивающейся конусом с выполненными под углом отверстиями, и сферическое днище с соплами. 1. The propulsion engine of the aircraft, comprising a tubular housing with a volumetric compressor and an engine located therein, connected by a shaft, characterized in that it is equipped with a nozzle and a gas propulsion device containing a combustion chamber located inside the housing having internal walls lined with heat-resistant ceramics , a conical cover with a central hole with the intake pipe placed in the last connected to the outlet of the compressor and ending in a cone with openings made at an angle and and spherical bottom nozzle. 2. Двигатель-движитель по п.1, отличающийся тем, что корпус движителя выполнен с круглым поперечным сечением. 2. The propulsion engine according to claim 1, characterized in that the housing of the propulsion device is made with a circular cross section. 3. Двигатель-движитель по п.1, отличающийся тем, что корпус движителя выполнен с прямоугольным поперечным сечением. 3. The propulsion engine according to claim 1, characterized in that the housing of the propulsion device is made with a rectangular cross section.
RU96109939A 1996-05-17 1996-05-17 Engine-propulsor for flying vehicle RU2116489C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96109939A RU2116489C1 (en) 1996-05-17 1996-05-17 Engine-propulsor for flying vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96109939A RU2116489C1 (en) 1996-05-17 1996-05-17 Engine-propulsor for flying vehicle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2116489C1 true RU2116489C1 (en) 1998-07-27
RU96109939A RU96109939A (en) 1998-08-20

Family

ID=20180739

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96109939A RU2116489C1 (en) 1996-05-17 1996-05-17 Engine-propulsor for flying vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2116489C1 (en)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5220400B2 (en) Duct combustion type mixed flow turbofan
US6442930B1 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US7134271B2 (en) Thrust vectoring aft FLADE engine
US6668542B2 (en) Pulse detonation bypass engine propulsion pod
US4271666A (en) Integral infrared radiation suppressor for a turbofan engine
US2479776A (en) Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners
US6477829B1 (en) Combined cycle pulse combustion/gas turbine engine
RU2004125487A (en) EJECTIVE AIR-REACTIVE ENGINE
US2798360A (en) Ducted fan type jet propulsion engine
US3420060A (en) Pressure induced jet vectoring augmentation apparatus
GB2425516A (en) Jet engine thrust vectoring using fluid jets
CN109028147B (en) Annular throat rotary detonation combustor and corresponding propulsion system
US10641169B2 (en) Hybrid combustor assembly and method of operation
CN109028151B (en) Multi-chamber rotary detonation combustor
US2912821A (en) Valveless inlet for pulse jet
US2712218A (en) Gas turbine apparatus
US3000176A (en) Ducted fan engine
US2573694A (en) Combustion chamber with stepped wall construction
US20070144141A1 (en) Pulsed combustion fluidic nozzle
US3300976A (en) Combined guide vane and combustion equipment for bypass gas turbine engines
US3824787A (en) Intermittent combustion device with a pair of coextensive and coaxial mutually inductive chambers
US2823516A (en) Ducted fan power plant for aircraft
RU2116489C1 (en) Engine-propulsor for flying vehicle
US20210140641A1 (en) Method and system for rotating detonation combustion
US3660981A (en) The s/tol aircraft