RU2162957C2

RU2162957C2 - Aircraft gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2162957C2
Application number: RU98100457A
Authority: RU
Inventors: Л.А. Савин; А.М. Долотов; О.В. Соломин; Д.Е. Устинов
Original assignee: Орловский государственный технический университет
Priority date: 1998-01-06
Filing date: 1998-01-06
Publication date: 2001-02-10

Abstract

FIELD: aircraft industry. SUBSTANCE: aircraft gas-turbine engine has housing, intake and nozzle devices, combustion chamber, turbocompressor installed on gas bearing formed by compressor and turbine trunnions of rotors and shells of bearings secured on engine housing by means of hollow vanes of guide, straight-engine and nozzle assemblies or by surfaces of rims formed by bandage flanges of compressor or turbine blades and mating surfaces of engine housing members. Ramjet engine is installed inside hollow rotor of turbocompressor. Casing of turbocompressor serves as engine housing. Casing fixed on root of hollow vanes of guide or nozzle assemblies serves as combustion chamber. Unit of fuel nozzles, ignition system and flame stabilizer can be mounted on casing. EFFECT: improved performance characteristics and reliability of engine, increased service life. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов. The invention relates to the field of aviation and rocket and space technology and can be used in propulsion systems of aircraft.

Известен авиационный газотурбинный двигатель ГТД [1], содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках. Такая конструкция позволяет выполнить ротор турбокомпрессора полым, исключить систему масляной смазки, что делает его более простым и экономичным. Known aircraft gas turbine engine GTE [1], comprising a housing, an inlet and nozzle device, a combustion chamber, a turbocharger mounted on gas bearings. This design allows the turbocharger rotor to be hollow, to exclude the oil lubrication system, which makes it simpler and more economical.

Однако данная конструкция имеет недостаток: в создании силы тяги двигателя не используется полая часть ротора турбокомпрессора. However, this design has a drawback: the hollow part of the turbocompressor rotor is not used to create engine thrust.

Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение - улучшение технико-экономических характеристик, повышение ресурса и надежности двигателя путем совмещения функций газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей. The technical problem that the claimed invention solves is the improvement of technical and economic characteristics, increasing the resource and reliability of the engine by combining the functions of a gas turbine and ramjet engines.

Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве содержится корпус, входное и сопловое устройства, камера сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель (ПВРД), корпусом которого является кожух, закрепленный неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов. Это дает возможность совместить в едином корпусе ГТД и ПВРД, что обеспечит большую силу тяги двигателя, улучшит его скоростные и высотные характеристики. This goal is achieved by the fact that the known device contains a housing, an inlet and nozzle device, a combustion chamber, a turbocompressor mounted on gas bearings formed by compressor and turbine axles of rotors and bearing shells mounted on the engine housing by means of hollow vanes of the guide, straightening and nozzle devices or the surfaces of the rims formed by the retaining shelves of the compressor or turbine blades and the mating surfaces of the elements of the engine housing. Inside the hollow rotor of the turbocompressor, an air-jet ramjet engine (ramjet) is installed, the casing of which is a casing fixed to the root parts of the hollow vanes of the guide or nozzle apparatus. This makes it possible to combine gas turbine engine and ramjet in a single housing, which will provide greater thrust of the engine, improve its speed and altitude characteristics.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором двигатель содержит корпус 1, компрессор 2, камеру сгорания ГТД 3, турбину 4, входное устройство 5, сопло 6, направляющие 7 и сопловые аппараты 8, к корневым частям которых крепится неподвижный жесткий кожух 9, изготовленный из жаропрочной стали служащий корпусом ПВРД, камерой сгорания, газодинамическим трактом и основой для установки элементов: блока топливных форсунок и системы зажигания 10, стабилизаторов пламени 11. Подача топлива в камеру сгорания 10 осуществляется по трубопроводу через полые лопатки направляющего аппарата 7. The invention is illustrated by the drawing, on which the engine contains a housing 1, a compressor 2, a gas turbine engine 3 combustion chamber, a turbine 4, an input device 5, a nozzle 6, guides 7 and nozzle devices 8, to the root parts of which a fixed rigid casing 9 made of heat-resistant is attached steel serving as ramjet housing, combustion chamber, gas-dynamic path and the basis for the installation of elements: fuel injector block and ignition system 10, flame stabilizers 11. Fuel is supplied to the combustion chamber 10 through a pipeline through s blade guide vanes 7.

Двигатель работает следующим образом. В стационарных условиях запускают ГТД, при работе которого осуществляется взлет летательного аппарата, набор высоты и скорости. При достижении потребной сверхзвуковой скорости осуществляют запуск ПВРД. Возможно использование створок для разделения воздушного потока (створки на чертеже не показаны) для рациональной эксплуатации двигателя. Дальнейшая работа двигательной установки проходит либо с участием одного ПВРД, либо одновременно двух двигателей. The engine operates as follows. In stationary conditions, a gas turbine engine is launched, during operation of which the aircraft takes off, climb and speed. When the required supersonic speed is reached, the ramjet is launched. It is possible to use the flaps to separate the air flow (the flaps are not shown in the drawing) for rational operation of the engine. Further work of the propulsion system takes place either with the participation of one ramjet, or simultaneously two engines.

При уменьшении скорости полета ниже сверхзвуковой ПВРД выводят из работы. Полет с малыми скоростями, в частности посадку летательного аппарата, осуществляют при работе ГТД. With a decrease in flight speed below a supersonic ramjet, they are taken out of operation. Flying at low speeds, in particular the landing of an aircraft, is carried out during the operation of the gas turbine engine.

Таким образом, предлагаемая конструкция двигателя позволяет совместить достоинства газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей, улучшить технико-экономические показатели, повысить ресурс и надежность. Thus, the proposed engine design allows you to combine the advantages of gas turbine and ramjet engines, improve technical and economic performance, increase resource and reliability.

Claims

An aircraft gas turbine engine comprising a housing, an inlet and nozzle device, a combustion chamber, a turbocompressor mounted on gas bearings formed by compressor and turbine axles of rotors and bearing shells fixed to the engine housing by means of hollow vanes of a guide, straightening and nozzle apparatus, or the surfaces of the rims, formed by retaining shelves of compressor or turbine blades and mating surfaces of the elements of the engine casing, characterized in that inside th turbocharger rotor mounted air-breathing ramjet engine, whose housing cover is mounted fixedly on the root portions of the hollow guide vanes or nozzle serving the combustion chamber and to be mounted thereon unit fuel injectors, ignition system and flame stabilizers.