RU2153592C1 - Disk-type turbojet engine - Google Patents
Disk-type turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2153592C1 RU2153592C1 RU99104186/06A RU99104186A RU2153592C1 RU 2153592 C1 RU2153592 C1 RU 2153592C1 RU 99104186/06 A RU99104186/06 A RU 99104186/06A RU 99104186 A RU99104186 A RU 99104186A RU 2153592 C1 RU2153592 C1 RU 2153592C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- shaft
- lower case
- engine
- longitudinal axis
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2200/00—Mathematical features
- F05B2200/30—Mathematical features miscellaneous
- F05B2200/32—Mathematical features miscellaneous even
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение относится к области машиностроения и может найти применение в качестве авиационного двигателя. The present invention relates to the field of mechanical engineering and may find application as an aircraft engine.
Известен турбореактивный двигатель, содержащий корпус, имеющий воздухозаборник, компрессор, закрепленный на одном валу с газовой турбиной, камеры сгорания, расположенные между компрессором и газовой турбиной, реактивное сопло. (Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г.П.Свищев, изд. Большая Российская энциклопедия. Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора H.E. Жуковского, М., 1994, с. 593). Known turbojet engine containing a housing having an air intake, a compressor mounted on a shaft with a gas turbine, combustion chambers located between the compressor and the gas turbine, a jet nozzle. (Aviation, encyclopedia, ch. Ed. G.P. Svishchev, ed. Big Russian Encyclopedia. Central Aerohydrodynamic Institute named after Professor H.E. Zhukovsky, M., 1994, p. 593).
Недостатками известного турбореактивного двигателя являются: большой расход топлива, снижение тяги при малых скоростях полета и ее зависимость от температуры и скорости истечения газа. The disadvantages of the known turbojet engine are: high fuel consumption, reduced thrust at low flight speeds and its dependence on temperature and gas flow rate.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией турбореактивного двигателя. These disadvantages are due to the design of the turbojet engine.
Известен также турбовинтовой двигатель, содержащий цилиндрический корпус, в котором расположены впускное устройство, компрессор, находящийся на одном валу с турбиной, реактивное сопло, редуктор, входной вал которого соединен с компрессором, а выходной вал соединен о воздушным винтом, камера сгорания, размещенная между компрессором и турбиной (там же, с. 592). Also known is a turboprop engine containing a cylindrical housing in which an inlet device is located, a compressor located on the same shaft as the turbine, a jet nozzle, a gearbox, the input shaft of which is connected to the compressor, and the output shaft is connected by a propeller, a combustion chamber located between the compressor and a turbine (ibid., p. 592).
Известный турбовинтовой двигатель, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип. The well-known turboprop engine, as the closest in technical essence and achieved useful result, adopted as a prototype.
Недостатками известного турбовинтового двигателя, принятого за прототип, являются низкий КПД винта, его большие размеры, малая отдача при большой подводимой мощности, а также все недостатки присущие турбореактивному двигателю. The disadvantages of the known turboprop engine adopted for the prototype are the low efficiency of the propeller, its large size, low efficiency with high input power, as well as all the disadvantages inherent in a turbojet engine.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией двигателя. These disadvantages are due to the design of the engine.
Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств реактивного двигателя. The aim of the present invention is to improve the performance of a jet engine.
Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что понижающий редуктор и воздушный винт заменены поворотным редуктором, размещенным в конусе впускного устройства нижнего корпуса, верхним корпусом, установленным над нижним корпусом и смещенным вперед относительно продольной оси последнего, скрепленных двумя боковыми накладками, причем внутри верхнего корпуса, в его средней части, размещен верхний редуктор, входной вал которого соединен с выходным валом поворотного редуктора, а выходные валы размещены внутри вдоль продольной оси верхнего корпуса и закреплены в подшипниках конусов впускного и выпускного устройств и на них, закреплены на некотором расстоянии друг от друга, диски, каждый из которых имеет переднюю гладкую отполированную поверхность, а на такой же задней поверхности каждого из них выполнены каналы круглого или квадратного сечения, расположенные по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них, кроме того продольная ось каждого из каналов наклонена и образует угол с плоскостью, проходящей через центр вращения, причем дно каждого из каналов выполнено параллельно передней и задней поверхностям диска, вследствие чего площади противоположных боковых сторон каждого из каналов равны в продольном и поперечном направлениях. The specified purpose according to the invention is ensured by the fact that the reduction gear and the propeller are replaced by a rotary gear located in the cone of the intake device of the lower housing, the upper housing mounted above the lower housing and offset forward relative to the longitudinal axis of the latter, fastened by two side plates, and inside the upper housing, in its middle part, an upper gearbox is placed, the input shaft of which is connected to the output shaft of the rotary gearbox, and the output shafts are placed inside along the longitudinal the axes of the upper case and are fixed in the bearings of the cones of the inlet and outlet devices and on them, fixed at a certain distance from each other, discs, each of which has a smooth front polished surface, and channels of circular or square cross-section are made on the same rear surface of each of them located in even numbers in concentric circles in each of them, in addition, the longitudinal axis of each channel is tilted and forms an angle with a plane passing through the center of rotation, with the bottom of each of the channels is made parallel to the front and rear surfaces of the disk, as a result of which the areas of opposite lateral sides of each channel are equal in the longitudinal and transverse directions.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид турбореактивного дискового двигателя; на фигуре 2 - вид на турбореактивный дисковый двигатель опереди; на фигуре 3 - вид на турбореактивный двигатель сзади; на фигуре 4 - схема устройства турбореактивного дискового двигателя в разрезе; на фигуре 5 - устройство поворотного редуктора; на фигуре 6 - устройство верхнего редуктора; на фигуре 7 - общий вид диска; на фигуре 8 - вид на диск спереди; на фигуре 9 - вид на диск сзади; на фигуре 10 - вид на передний диск с частичным разрезом; на фигуре 11 - вид на задний диск с частичным разрезом; на фигуре 12 - схема создания тяги на диске. The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of a turbojet disk engine; figure 2 is a view of a turbojet disc engine in front; figure 3 is a rear view of a turbojet engine; figure 4 is a sectional diagram of a turbojet disk engine; figure 5 - device rotary gear; figure 6 - the device of the upper gear; figure 7 is a General view of the disk; figure 8 is a front view of the disk; figure 9 is a rear view of the disk; figure 10 is a view of the front disk with a partial section; figure 11 is a view of the rear disc with a partial section; figure 12 is a diagram of the creation of traction on the disk.
Турбореактивный дисковый двигатель содержит нижний корпус 1 и верхний корпус 2, смещенный вперед относительно нижнего корпуса в продольном направлении. Оба корпуса соединены между собой накладками 3 и 4. В нижнем корпусе расположены: впускное устройство 5, в центре которого установлен на кронштейнах 6 конус 7, который является поворотным редуктором и опорой компрессора 8, соединенного валом 9 с двухрядной газовой турбиной 10, подшипником которой является выходной конус 11, прикрепленный кронштейнами 12 к корпусу и расположенный в реактивном сопле 13. Между компрессором и газовой турбиной размещены камеры сгорания 14 с топливными форсунками 15 и устройством зажигания, не показанным на чертеже. Внутри верхнего корпуса, в его средней части, размещен верхний редуктор 16, установленный на кронштейнах 17, ведущий вал которого посредством вертикального вала 18 с соединительными муфтами 19 связан с ведомым валом поворотного редуктора. Передний выходной вал 20 верхнего редуктора своим передним концом вставлен в подшипник конуса 21, размещенного во входном устройстве 22 верхнего корпуса. Задний выходной вал 23 своим задним концом вставлен в подшипник конуса 24, установленного на кронштейнах 25 выпускного устройства 26, а конус впускного устройства установлен на кронштейнах 27. На переднем выходном валу закреплены передние диски 28, выполненные из легкого и прочного материала и имеющие гладкую и отполированную переднюю поверхность, а на задней поверхности такой же отполированной выполнены каналы 29 круглого или квадратного сечения, установленные под углом α равным сорока пяти градусам к плоскости, проходящей через центр вращения, причем каналы размещены по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них. На заднем выходном валу закреплены задние диски 30, выполненные из легкого и прочного материала и имеющие гладкую и отполированную переднюю поверхность, а на задней поверхности такой же отполированной выполнены каналы 31 круглого или квадратного сечения, установленные под углом α равным сорока пяти градусам к плоскости, проходящей через центр вращения, причем каналы размещены по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них. Дно каждого из каналов, как передних так и задних дисков, выполнено параллельно передней и задней поверхностям диска, вследствие чего площади противоположных боковых сторон каждого канала равны в продольном и поперечном направлениях. Поворотный редуктор содержит корпус, являющийся конусом впускного устройства турбореактивного двигателя, в подшипнике 32 которого закреплен ведущий вал 33, соединенный муфтой 34 с валом компрессора. На ведущем валу закреплена ведущая шестерня 35, входящая в зацепление с ведомой шестерней 36, закрепленной на ведомом валу 37, вставленным в подшипник крышки 38. Верхний редуктор содержит корпус, в подшипнике 39 которого установлен вертикальный ведущий вал 40, на котором закреплена ведущая шестерня 41, входящая в зацепление с ведомыми шестернями 42 и 43, закрепленными на переднем и заднем продольных выходных валах, концы которых вставлены в подшипники 44 и 45 корпуса, закрытого крышкой 46. Турбореактивный двигатель содержит также системы охлаждения, подачи топлива, запуска и управления (не показаны). The turbojet disk engine comprises a
Работа турбореактивного дискового двигателя. Work turbojet disk engine.
После проверки всех вспомогательных систем производится запуск турбореактивного дискового двигателя. Стартером, не показанным на чертеже, раскручивается вал компрессора 8 и газовой турбины 10. При этом компрессор 8 сжимает воздух и подает его в камеры сгорания 14, куда также насосами через форсунки 15 подается топливо, которое поджигается и сгорает при температуре 1500 - 1700 oC. Раскаленная газовая струя вырывается из реактивного сопла 13, приводя в движение турбину 10. После запуска двигателя стартер отключается и двигатель выводится на нужный режим, создавая необходимую тягу за счет реакции, вытекающей из реактивного сопла струи газа. При этом вместе с валом компрессора 8 вращается ведущий вал 33 и ведущая шестерня 35 поворотного редуктора 7, которая передает вращение ведомой шестерне 36, ведомому валу 37 и далее вертикальному валу 18 и входному валу 40 верхнего редуктора 16. Входной вал приводит во вращение ведущую шестерню 41, которая через ведомые шестерни 42 и 43 приводит во вращение в противоположные стороны и с меньшей скоростью передний 20 и задний 23 выходные валы, а вместе с ними и передние 28 и задние 30 диски. При вращении дисков на их передних и задних поверхностях образуются движущиеся пограничные слои воздуха, вследствие прилипания частиц воздуха к поверхностям дисков. По Закону Бернулли в движущемся потоке воздуха давление всегда меньше, чем в прилегающих неподвижных слоях. Следовательно на передних и задних поверхностях дисков 28 и 30 создается разрежение. Причем на передних поверхностях дисков оно в два раза больше, чем на задних поверхностях потому, что площадь задней поверхности каждого из дисков в два раза меньше передней поверхности за счет площади каналов 29 и 31. Таким образом к передней части каждого из дисков 28 и 30 приложена сила Fп, а к задней части приложена сила Fз в два раза меньшая. При вращении дисков 28 и 30 из пограничного слоя часть воздуха поступает в каналы 29 и 31 и создает там давление. Силы давления F и F1 на переднюю и заднюю стенки каналов равны и уравновешивают друг друга потому, что площади их равны l= l1. Силы, действующие на боковые поверхности в поперечном направлении также равны так, как площади, на которые действуют эти силы также равны (на чертеже не показано). Силы давления Fд на дно каждого из каналов ничем не уравновешены и по направлению совпадают с силами Fп. Равнодействующая этих сил Fр = Fп + Fд - Fз (фиг. 12). Равнодействующие силы Fр каждого диска складываются и через передний 20 и задний 23 выходные валы приложены к верхнему корпусу 2 и стремятся сдвинуть его вперед. Таким образом при работе турбореактивного дискового двигателя общая тяга двигателя складывается из тяги, создаваемой за счет реакции, вытекающего из реактивного сопла 13 раскаленного газа и за счет разрежения, создаваемого на передних поверхностях дисков 28 и 30, а также давления на дно каждого из каналов 29 и 31 упомянутых дисков. Количество каналов в каждой из окружностей должно быть четным, иначе возникнет дисбаланс, который приведет к вибрации, разрушению подшипников и выходу двигателя из строя. Такие системы двигателя, как подачи топлива, охлаждения, управления работают обычным способом и на чертежах не показаны.After checking all the auxiliary systems, the turbojet disk engine is started. A starter, not shown in the drawing, spins the shaft of the
Положительный эффект изобретения - более полное использование мощности газовых турбин, меньший шум, большая безопасность и меньший расход топлива. A positive effect of the invention is a more complete use of the power of gas turbines, less noise, greater safety and lower fuel consumption.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99104186/06A RU2153592C1 (en) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | Disk-type turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99104186/06A RU2153592C1 (en) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | Disk-type turbojet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2153592C1 true RU2153592C1 (en) | 2000-07-27 |
Family
ID=20216592
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU99104186/06A RU2153592C1 (en) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | Disk-type turbojet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2153592C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2488709C1 (en) * | 2012-04-11 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft power plant |
-
1999
- 1999-03-01 RU RU99104186/06A patent/RU2153592C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
фиг.1,2. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2488709C1 (en) * | 2012-04-11 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft power plant |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7644572B2 (en) | Compact lightweight turbine | |
US4651521A (en) | Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system | |
US6047540A (en) | Small gas turbine engine having enhanced fuel economy | |
US2430399A (en) | Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants | |
JPH076455B2 (en) | Combination drive | |
GB2230298A (en) | Geared counterrotating turbine/fan propulsion system | |
US20180355792A1 (en) | Annular throats rotating detonation combustor | |
US3469396A (en) | Gas turbine | |
US3844113A (en) | Friction impulse gas turbine | |
EP3747767B1 (en) | Aircraft power plant | |
US6295802B1 (en) | Orbiting engine | |
US4424042A (en) | Propulsion system for an underwater vehicle | |
US2455458A (en) | Thrust augmenting device for a system for developing propulsive thrust | |
RU2153592C1 (en) | Disk-type turbojet engine | |
JPH09501479A (en) | Method and apparatus for converting thermal energy into mechanical energy | |
US3611834A (en) | Fan drive | |
US3820746A (en) | Lift engine arrangement | |
US3404853A (en) | Radial turbine engines and applications thereof | |
US20090178386A1 (en) | Aircraft Propulsion System | |
US2917895A (en) | Jet propelled propeller or rotor blade | |
RU2149800C1 (en) | Vertical takeoff propulsor | |
US20070006567A1 (en) | Rotating combustion chamber gas turbine engine | |
US3397535A (en) | Turbine propulsion-gas generator for aircraft and the like | |
US3009319A (en) | Turbojet engine | |
RU1813910C (en) | Disk engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040302 |