RU2151319C1

RU2151319C1 - Opposed jet engine

Info

Publication number: RU2151319C1
Application number: RU98115965/06A
Authority: RU
Inventors: И.Р. Нурмухаметов
Original assignee: Нурмухаметов Искандер Рифович
Priority date: 1998-08-20
Filing date: 1998-08-20
Publication date: 2000-06-20

Abstract

FIELD: aviation and space vehicles. SUBSTANCE: proposed jet engine has combustion chamber, nozzle, combustion chamber fuel feed system and device for initiating fuel combustion and preparation of working medium, and housing of all these systems. Nozzle member - bell is located inside combustion chamber and is connected with combustion chamber through its wide part. Critical section of nozzle is opposite to combustion chamber bottom. Fuel lines are laid first to nozzle critical section, forming around nozzle heat exchange chamber of engine cooling system, and then into lower bell part of nozzle to mechanism providing injection of fuel into combustion chamber at level of connection of combustion chamber and nozzle. Engine nozzle can be made up of rings arranged one after the other coaxially and at a distance from each other. Clearances between nozzle rings provide passage of gases into nozzle space. Channels to feed air into combustion chamber are located at place of connection of combustion chamber and nozzle. Edges of nozzle can be curved forward to form air intake. EFFECT: reduced overall dimensions and weight of engine. 4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного и космического двигателестроения. The invention relates to the field of aviation and space propulsion.

Известен оппозитный реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания, сопло, систему подачи топлива в камеру сгорания, средства инициации горения топлива и приготовления рабочего тела, систему охлаждения двигателя, корпуса всех этих систем. (см. GB 2196391, МПК6 F 02 К 9/64, 1988). A boxer jet engine is known having a combustion chamber, a nozzle, a fuel supply system to a combustion chamber, means for initiating fuel combustion and preparing a working fluid, an engine cooling system, and the housings of all these systems. (see GB 2196391, IPC 6 F 02 K 9/64, 1988).

Недостатком известного двигателя являются его большие габариты. A disadvantage of the known engine is its large dimensions.

Задачей настоящего изобретения является снижение веса и уменьшение габаритов. The objective of the present invention is to reduce weight and reduce size.

Поставленная задача решается за счет того, что в оппозитном реактивном двигателе, имеющем камеру сгорания, сопло, систему подачи топлива в камеру сгорания, средства инициации горения топлива и приготовления рабочего тела двигателя, систему охлаждения двигателя, корпуса всех этих систем, элемент сопла - раструб находится внутри камеры сгорания, имеет соединение с камерой сгорания в своей широкой части, критическое сечение сопла находится напротив дна камеры сгорания, топливопроводы проходят вначале к критическому сечению сопла, образуя вокруг критического сечения камеру теплообменника, затем проходят в нижнюю, раструбную часть сопла к механизму впрыска топлива в камеру сгорания на уровне соединения камеры сгорания и сопла. Каналы для прохода воздуха в камеру сгорания двигателя расположены у места соединения камеры сгорания и сопла двигателя, где также расположены и форсунки для впрыска топлива в камеру сгорания. Края сопла загнуты вперед и образуют воздухозаборник двигателя. Сопло двигателя состоит из колец, расположенных друг за другом соосно и на расстоянии друг от друга, а между кольцами сопла имеются зазоры для прохода газов в полость сопла. The problem is solved due to the fact that in the opposed jet engine having a combustion chamber, a nozzle, a fuel supply system to the combustion chamber, means for initiating fuel combustion and preparing the working fluid of the engine, the engine cooling system, the body of all these systems, the nozzle element is a bell inside the combustion chamber, has a connection with the combustion chamber in its wide part, the critical section of the nozzle is opposite the bottom of the combustion chamber, the fuel lines first pass to the critical section of the nozzle, forming District critical section of the heat exchanger chamber, then pass into the lower, the flare portion of the nozzle mechanism to inject fuel into the combustion chamber at the combustion chamber and the nozzle compound. Channels for the passage of air into the combustion chamber of the engine are located at the junction of the combustion chamber and the engine nozzle, where nozzles for injecting fuel into the combustion chamber are also located. The edges of the nozzle are bent forward and form the air intake of the engine. The engine nozzle consists of rings arranged one after another coaxially and at a distance from each other, and there are gaps between the nozzle rings for the passage of gases into the nozzle cavity.

На фиг. 1 изображен оппозитный реактивный двигатель;
на фиг. 2 изображен оппозитный реактивный двигатель с воздухозаборником;
на фиг. 3 изображен оппозитный реактивный двигатель с соплом, состоящим из колец.In FIG. 1 shows a boxer jet engine;
in FIG. 2 shows a boxer jet engine with an air intake;
in FIG. 3 shows an opposed jet engine with a nozzle consisting of rings.

Оппозитный реактивный двигатель имеет камеру сгорания 1, корпус 2 камеры сгорания, сопло 3 с его стенками 4. Элемент сопла 3 - раструб находится внутри камеры сгорания 1 и имеет соединение с камерой сгорания 1 и с корпусом 2 в своей широкой части. Критическое сечение сопла 3 находится напротив дна камеры сгорания 1. The opposed jet engine has a combustion chamber 1, a housing 2 of the combustion chamber, a nozzle 3 with its walls 4. An element of the nozzle 3 - a bell is located inside the combustion chamber 1 and has a connection with the combustion chamber 1 and with the housing 2 in its wide part. The critical section of the nozzle 3 is opposite the bottom of the combustion chamber 1.

В камере сгорания 1 установлены форсунки 5. Двигатель имеет топлипроводы 6 подачи топлива. Вокруг критического сечения сопла 3 в его стенках 4 расположен теплообменник 7. Nozzles 5 are installed in the combustion chamber 1. The engine has fuel supply lines 6. Around the critical section of the nozzle 3, a heat exchanger 7 is located in its walls 4.

Для прохода воздуха в камеру сгорания 1 имеются каналы 8, расположенные у места соединения камеры сгорания 1 и сопла 3. Воздухозаборник 9 двигателя образован загнутыми вперед краями сопла. Топлипроводы 6 проходят вначале к критическому сечению сопла, образуя вокруг него камеру теплообменника 7, а затем проходят в нижнюю, раструбную часть сопла 3 к механизму впрыска топлива в камеру сгорания - к форсункам 5 на уровне соединения камеры сгорания 1 и сопла 3. Сопло 3 двигателя может состоять из колец 10, расположенных друг с другом соосно и на расстоянии друг от друга. Между кольцами 10 сопла 3 имеются зазоры для прохода газов в полость сопла 3. For the passage of air into the combustion chamber 1, there are channels 8 located at the junction of the combustion chamber 1 and the nozzle 3. The air intake 9 of the engine is formed by the nozzle edges bent forward. The fuel lines 6 first pass to the critical section of the nozzle, forming a heat exchanger chamber 7 around it, and then pass into the lower, bell-shaped part of the nozzle 3 to the fuel injection mechanism into the combustion chamber — to nozzles 5 at the level of the connection between the combustion chamber 1 and nozzle 3. Engine nozzle 3 may consist of rings 10 arranged coaxially with each other and at a distance from each other. Between the rings 10 of the nozzle 3 there are gaps for the passage of gases into the cavity of the nozzle 3.

Воздух проходит в двигатель через воздухозаборник 9 и, двигаясь в просвете между корпусом 2 камеры сгорания 1 и стенками загнутых вперед краев сопла, достигает места соединения сопла 3 и камеры сгорания 1 двигателя, где расположены форсунки 5. Смешиваясь с топливом в камере сгорания 1, воздух проникает в камеру сгорания 1 и инициируется для образования пламени и приготовления рабочего тела двигателя средствами инициации, например свечами зажигания (на чертеже не показаны). Продвигаясь далее по камере сгорания 1, рабочее тело - газ достигает сопла 3 у дна камеры сгорания и, совершив поворот, проходит в сопло 3. При этом теплообменник 7 вокруг критического сечения сопла 3, топливопроводы 6 в стенках 4 сопла 3 отводят избыточное тепло от стенок 4 сопла 3 и служат для подогрева топлива перед его впрыскиванием в камеру сгорания 1 двигателя. Air passes into the engine through the air intake 9 and, moving in the lumen between the housing 2 of the combustion chamber 1 and the walls of the nozzle edges bent forward, reaches the junction of the nozzle 3 and the combustion chamber 1 of the engine, where the nozzles are located 5. Air mixed with the fuel in the combustion chamber 1 penetrates into the combustion chamber 1 and is initiated to form a flame and prepare the working fluid of the engine by means of initiation, for example, spark plugs (not shown in the drawing). Moving further along the combustion chamber 1, the working fluid - gas reaches the nozzle 3 at the bottom of the combustion chamber and, after turning, passes into the nozzle 3. In this case, the heat exchanger 7 around the critical section of the nozzle 3, the fuel lines 6 in the walls 4 of the nozzle 3 remove excess heat from the walls 4 nozzles 3 and are used to heat the fuel before it is injected into the combustion chamber 1 of the engine.

Таким образом, корпуса камеры сгорания 1 и сопла 3 служат одновременно для нескольких целей, например, корпус 2 камеры сгорания, вокруг которого движется воздух, служит внутренним корпусом канала воздухозаборника 9 и подогревает воздух при его движении к форсункам 5 и камере сгорания 1. Thus, the housing of the combustion chamber 1 and the nozzle 3 serve simultaneously for several purposes, for example, the housing 2 of the combustion chamber, around which the air moves, serves as the inner casing of the channel of the air intake 9 and heats the air when it moves to the nozzles 5 and the combustion chamber 1.

Малая длина предложенного двигателя имеет преимущества при установке его на самолете или ракете с целью более выгодного его размещения на ракете и экономии места и массы. The small length of the proposed engine has advantages when installing it on an airplane or a rocket with the aim of placing it more advantageously on a rocket and saving space and mass.

Claims

1. An oppositive jet engine having a combustion chamber, a nozzle, a fuel supply system to the combustion chamber, means for initiating fuel combustion and preparing a working fluid of the engine, an engine cooling system, and the housings of all these systems, characterized in that the nozzle element is a socket in the combustion chamber and has a connection with the combustion chamber in its wide part, the critical section of the nozzle is opposite the bottom of the combustion chamber, the fuel lines first pass to the critical section of the nozzle, forming around the critical section Nia exchanger chamber, then pass into the lower, the flare portion of the nozzle mechanism to inject fuel into the combustion chamber at the combustion chamber and the nozzle compound.

2. The opposed jet engine according to claim 1, characterized in that the channels for the passage of air into the combustion chamber of the engine are located at the junction of the combustion chamber and the engine nozzle, where nozzles for injecting fuel into the combustion chamber of the engine are also located.

3. The opposed jet engine according to claim 2, characterized in that the edges of the nozzle are bent forward and form the air intake of the engine.

4. Opposite jet engine according to claims 1 to 3, characterized in that the nozzle of the engine consists of rings arranged one after another coaxially and at a distance from each other, and between the rings of the nozzle there are gaps for the passage of gases into the cavity of the nozzle.