RU2236610C2 - Jet engine - Google Patents
Jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2236610C2 RU2236610C2 RU2002129673/06A RU2002129673A RU2236610C2 RU 2236610 C2 RU2236610 C2 RU 2236610C2 RU 2002129673/06 A RU2002129673/06 A RU 2002129673/06A RU 2002129673 A RU2002129673 A RU 2002129673A RU 2236610 C2 RU2236610 C2 RU 2236610C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- pipes
- chamber
- engine
- fuel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным установкам, в частности к реактивному двигателю вакуумного принципа действия, и может быть использовано в воздушном, водном и наземном транспорте.The invention relates to gas turbine installations, in particular to a jet engine of a vacuum principle of action, and can be used in air, water and land transport.
Известен роторно-реактивный двигатель по заявке №93052921, Россия, публ. 1966.07.10, который имеет ось вращения или вал, камеры сгорания с лопастями, компрессор, систему регулирования подачи топлива и воздуха в камеры сгорания, систему зажигания, систему запуска двигателя, систему управления двигателем.Known rotary engine according to the application No. 93052921, Russia, publ. 1966.07.10, which has a rotation axis or shaft, a combustion chamber with blades, a compressor, a system for regulating the supply of fuel and air to the combustion chamber, an ignition system, an engine starting system, an engine control system.
Известен реактивный двигатель по патенту РФ №2187011, публ. 2002.10.08, который имеет камеру сгорания, за которой установлена турбина, центральное тело, сопло, выходная труба.Known jet engine according to the patent of Russian Federation No. 2187011, publ. 2002.10.08, which has a combustion chamber, behind which a turbine, central body, nozzle, and outlet pipe are installed.
Недостатком известных аналогов является усложненная конструкция двигателей из-за наличия вспомогательных сложных систем двигателя, кроме того, исключается возможность получения высокого коэффициента использования тепла, в связи с тем, что энергия газа из камеры сгорания поступает непосредственно на лопасти турбины, которые не выдерживают высокой температуры газа, вследствие чего происходит вынужденное охлаждение газа перед турбиной.A disadvantage of the known analogues is the complicated engine design due to the presence of auxiliary complex engine systems, in addition, the possibility of obtaining a high heat utilization coefficient is excluded due to the fact that the gas energy from the combustion chamber goes directly to the turbine blades, which cannot withstand high gas temperatures as a result of which there is a forced cooling of the gas in front of the turbine.
Наиболее близким аналогом к заявляемому является усовершенствованный прямоточный двигатель по заявке №96107452, Россия, публ. 1988.07.10, который имеет корпус, воздухозаборник, турбину, сопло, компрессор, и как минимум, одну камеру сгорания, между камерами сгорания расположен турбокомпрессорный агрегат газового компрессора, перед камерой сгорания расположен воздушный компрессор, одна из камер сгорания является камерой прерывистого действия, другая является жидкостно-ракетной камерой сгорания, а одна из других камер сгорания прерывистого действия имеет, как минимум, один лопаточный вращающийся золотник.The closest analogue to the claimed is an improved ramjet engine according to the application No. 96107452, Russia, publ. 1988.07.10, which has a housing, an air intake, a turbine, a nozzle, a compressor, and at least one combustion chamber, a gas compressor turbocompressor unit is located between the combustion chambers, an air compressor is located in front of the combustion chamber, one of the combustion chambers is intermittent, the other is a liquid-rocket combustion chamber, and one of the other intermittent combustion chambers has at least one rotary blade spool.
Известный аналог имеет сложную и трудоемкую конструкцию, перенасыщенную камерами сгорания, и так же как предыдущие аналоги, не позволяет получить высокий коэффициент полезного использования энергии тепла. Вследствие того, что между камерой сгорания и реактивным соплом имеется довольно сложное устройство - турбокомпрессорный агрегат газового компрессора, который в процессе прохождения газа высокой температуры обжигает лопасти турбины, тем самым, сдерживает возможность полного использования газа в камере сгорания.The known analogue has a complex and time-consuming design, oversaturated with combustion chambers, and like the previous analogues, it is not possible to obtain a high efficiency of heat energy. Due to the fact that there is a rather complicated device between the combustion chamber and the jet nozzle - the turbocompressor unit of the gas compressor, which burns the turbine blades during the passage of high temperature gas, thereby holding back the possibility of full use of gas in the combustion chamber.
Технической задачей предлагаемого к патентованию изобретения является создание условий для получения высокого коэффициента использования энергии “тепла” за счет расширения, нагнетания и преобразования энергии “тепла” с использованием энергии “холода”.The technical task of the invention proposed for patenting is to create conditions for obtaining a high coefficient of utilization of “heat” energy by expanding, pumping and converting “heat” energy using “cold” energy.
Для решения технической задачи, реактивный двигатель, включающий корпус, воздухозаборник, турбину, компрессор, сопло и камеру сгорания (признаки сходные с ближайшим аналогом), снабжен устройством преобразования энергии и устройством преобразования жидкого топлива в газообразное состояние непрерывного действия. Устройство преобразования жидкого топлива в газообразное состояние выполнено в виде запальника, имеющего во входной части форсунку со свечами зажигания, а во выходной удлиненной его части установлен прибор подготовки топлива и топливные форсунки для подачи газообразного топлива в рабочую камеру сгорания, которая имеет входное воздушное устройство с диффузором, жаровую часть, заданного объема для возможности круговых движений воздуха и увеличения скорости его потока, и выходную сужающуюся часть, которая имеет удлиненную форму в виде горловины, входящей в устройство преобразования энергии, соединенного со входом реактивного сопла через смесительную камеру. Устройство преобразования энергии выполнено в виде нескольких последовательно установленных и входящих друг в друга с зазорами, цилиндрических труб, всасывающего принципа действия, одинаковой длины, жестко соединенных между собой направляющими пластинами, образующими воздушные щели - каналы с заданной площадью сечения для возможности движения по ним атмосферного воздуха. Цилиндрические трубы имеют разные диаметры отверстий с увеличением диаметра отверстий последующих труб для создания инерционного прямолинейно-направленного движения по ним газовоздушной массы в смесительную камеру и реактивное сопло. Смесительная камера имеет цилиндрическую форму и своей круглой поверхностью соединена с расширительной частью реактивного сопла, на входе которого установлена камера для направления газовоздушного потока параллельно оси двигателя. Со стороны корпуса двигателя на выходе воздухозаборника расположена вакуумная камера с воздуховодными трубами, с противоположной стороны которой плотно прилегает полусфера с отверстиями, в которые входят всасывающие воздуховодные трубы, соединяющие устройство преобразования энергии с вакуумной камерой. Вакуумная камера имеет цилиндрическую форму с внешней и внутренней оболочкой, внутри последней, перед устройством преобразования жидкого топлива в газообразное состояние, установлен осевой воздушный компрессор, на одной оси с которым, на входе воздухозаборника, установлена воздушная турбина, снабженная плоскими лопастями из механически прочного металла и соединенная с конусным устройством, установленным на одной оси с двигателем. Расстояние от внешней оболочки вакуумной камеры до ее внутренней оболочки равно длине плоской лопасти осевой воздушной турбины.To solve the technical problem, the jet engine, which includes a housing, an air intake, a turbine, a compressor, a nozzle and a combustion chamber (features similar to the closest analogue), is equipped with an energy conversion device and a device for converting liquid fuel into a gaseous state of continuous operation. The device for converting liquid fuel to a gaseous state is made in the form of a pilot light having a nozzle with spark plugs in the inlet part, and a fuel preparation device and fuel nozzles for supplying gaseous fuel to the working combustion chamber, which has an air inlet device with a diffuser, are installed in its output elongated part , the heat part, of a given volume for the possibility of circular movements of air and increase the speed of its flow, and the output tapering part, which has an elongated shape in the form of an eagle entering the energy conversion device connected to the inlet of the jet nozzle through the mixing chamber. The energy conversion device is made in the form of several consecutively installed and entering into each other with gaps, cylindrical pipes, a suction principle of action, the same length, rigidly interconnected by guide plates forming air slots - channels with a given cross-sectional area for the possibility of movement of atmospheric air through them . Cylindrical pipes have different diameters of the holes with an increase in the diameter of the holes of the subsequent pipes to create an inertial rectilinear directional movement of the gas-air mass through them into the mixing chamber and the jet nozzle. The mixing chamber has a cylindrical shape and is connected to the expansion part of the jet nozzle by its round surface, at the inlet of which there is a chamber for directing the gas flow parallel to the axis of the engine. On the side of the engine casing, at the outlet of the air intake there is a vacuum chamber with air pipes, on the opposite side of which there is a tight hemisphere with holes that include suction air pipes connecting the energy conversion device to the vacuum chamber. The vacuum chamber has a cylindrical shape with an outer and inner shell, inside the latter, in front of the device for converting liquid fuel into a gaseous state, an axial air compressor is installed, on the same axis an air turbine is installed at the inlet of the air intake, equipped with flat blades of mechanically strong metal and connected to a cone device mounted on the same axis as the engine. The distance from the outer shell of the vacuum chamber to its inner shell is equal to the length of the flat blade of the axial air turbine.
Совокупность новых отличительных от ближайшего аналога конструктивных признаков, в их новой взаимосвязи, обеспечивает новизну и полезный результат от реализации предлагаемого двигателя:The combination of new design features that are distinctive from the closest analogue, in their new relationship, provides novelty and useful result from the implementation of the proposed engine:
получение высокого коэффициента использования энергии “тепла” за счет расширения, нагнетания и преобразования энергии “тепла” с использованием энергии “холода”.obtaining a high coefficient of utilization of “heat” energy due to expansion, injection and conversion of “heat” energy using “cold” energy.
За счет конструктивного выполнения устройства преобразования энергии в виде нескольких, последовательно установленных друг в друга цилиндрических труб одинаковой длины, но с разными диаметрами отверстий, расположения этого устройства перед смесительной камерой и после рабочей камеры сгорания непрерывного действия, обеспечивается использование сверхзвуковой скорости инерционного, прямолинейно-направленного движения потока увеличенной рабочей газовоздушной массы, а также использование потенциальной внутренней энергии “холода” молекул воздуха и преобразование энергии газа высокой температуры с энергией “холода”, атмосферного воздуха.Due to the constructive implementation of the energy conversion device in the form of several cylindrical pipes successively installed in each other of the same length, but with different hole diameters, the location of this device in front of the mixing chamber and after the continuous combustion chamber, the use of supersonic inertial, rectilinearly directed the movement of the flow of increased working gas-air mass, as well as the use of potential internal energy of the “cold” olekul air and converting the gas energy to heat energy "cold" outside air.
В результате проведенного патентного поиска по фонду Краснодарского ЦНТИ, других аналогов, с совокупностью признаков, присущих заявленному изобретению, кроме описанных выше, не обнаружено, в связи с чем, можно сделать вывод, что предлагаемый к патентованию реактивный двигатель обладает новизной и патентоспособностью.As a result of a patent search on the fund of the Krasnodar TsNTI, other analogues with a set of features inherent in the claimed invention, in addition to those described above, were not found, and therefore, we can conclude that the jet engine proposed for patenting has novelty and patentability.
На чертеже схематично изображен реактивный двигатель. Двигатель содержит корпус 1 цилиндрической формы, воздухозаборник 2, по центру которого на одной оси с двигателем жестко установлено конусное устройство 3, выполненное из легкого, механически прочного материала с острым концом, выступающим за пределы корпуса воздухозаборника 2. Внутри конусного устройства 3 установлены вспомогательные агрегаты, например топливный насос 4, который посредством муфты сцепления 5 соединен с генератором электрического тока 6, выполняющим функции стартера, который посредством муфты сцепления 7 соединен с валом осевой воздушной турбины 8, которая расположена в зоне входящих воздушный потоков, установлена на входе воздухозаборника и имеет собственные плоские лопасти 9 из механически прочного металла, лопасти 10 вентилятора, которые образуют каналы 11 осевой воздушной турбины 8 и каналы 12 осевого воздушного компрессора 13, установленного на одной оси с осевой воздушной турбиной 8 перед устройством преобразования жидкого топлива в газообразное состояние. Осевой воздушный компрессор предназначен для повышения давления воздуха перед поступлением его в рабочую камеру сгорания 27 и состоит из трех ступеней, обеспечивающих нагнетаемым воздухом работу устройства преобразования жидкого топлива в газообразное состояние, а также непрерывность работы рабочей камеры сгорания 27. От осевого воздушного компрессора 13 отходят воздуховодные трубы 15 и 16, по его длине, в зоне входящих воздушных циркуляционных каналов расположена вакуумная камера 18, выполненная из высокопрочного металла с внешней и внутренней оболочками. Расстояние от внешней оболочки вакуумной камеры до ее внутренней оболочки равно длине плоской лопасти 9 осевой воздушной турбины. Во внутреннюю оболочку вакуумной камеры установлен осевой воздушный компрессор 13 с противоположной стороны вакуумной камеры плотно прилегает полусфера 40 с отверстиями 41, в которые входят всасывающие воздуховодные трубы 17, соединяющие устройство преобразования энергии с вакуумной камерой 18.The drawing schematically shows a jet engine. The engine contains a cylindrical-shaped housing 1, an air intake 2, in the center of which a cone device 3 is rigidly mounted rigidly made of lightweight, mechanically strong material with a sharp end protruding outside the air intake housing 2. Auxiliary units are installed inside the conical device 3, for example, a fuel pump 4, which, by means of a clutch 5, is connected to an electric current generator 6, which acts as a starter, which, by means of a clutch 7, is connected to a shaft an axial air turbine 8, which is located in the inlet airflow area, is installed at the inlet of the air intake and has its own flat blades 9 made of mechanically durable metal, fan blades 10 that form the channels 11 of the axial air turbine 8 and the channels 12 of the axial air compressor 13 mounted on one axis with an axial air turbine 8 in front of the device for converting liquid fuel into a gaseous state. The axial air compressor is designed to increase the air pressure before it enters the working combustion chamber 27 and consists of three stages, which provide the pumped air to convert the liquid fuel into a gaseous state, as well as the continuity of the working combustion chamber 27. The air ducts leave the axial air compressor 13 pipes 15 and 16, along its length, in the area of the incoming air circulation channels, there is a vacuum chamber 18 made of high-strength metal with external and internal enney shells. The distance from the outer shell of the vacuum chamber to its inner shell is equal to the length of the flat blade 9 of the axial air turbine. An axial air compressor 13 is installed in the inner shell of the vacuum chamber 13 on the opposite side of the vacuum chamber. The hemisphere 40 is tightly fitted with holes 41, which include suction air pipes 17 connecting the energy conversion device to the vacuum chamber 18.
Устройство преобразования жидкого топлива в газообразное состояние выполнено в виде запальника 19 овально-цилиндрической формы, имеющего в своей входной части форсунку 22 со свечами 23 зажигания и в выходной своей части прибор 20 подготовки топлива и топливные форсунки 21 для подачи газообразного топлива в рабочую камеру сгорания 27 непрерывного действия.The device for converting liquid fuel to a gaseous state is made in the form of an oval-shaped igniter 19 having an nozzle 22 with spark plugs 23 in its inlet part and a fuel preparation device 20 and fuel nozzles 21 for supplying gaseous fuel to the working combustion chamber 27 in its inlet part continuous action.
Рабочая камера сгорания так же, как и запальник 19, имеет овально-цилиндрическую форму и состоит из диффузора 24 (расширяющейся части), входного воздушного устройства 25 “лепесткового типа” для создания циклонного вращательного движения воздуха, жаровой части со свечами 42 и с заданным объемом для круговых движений воздуха, сужающейся части 28 (конфузора) для движения уплотненного газа и увеличения скорости его потока и выходной удлиненной части - горловины 29 для создания сверхзвуковой скорости движения газа, соединенной с устройством преобразования энергии таким образом, что входит удлиненной горловиной в его первое отверстие наименьшего диаметра.The working combustion chamber, as well as the igniter 19, has an oval-cylindrical shape and consists of a diffuser 24 (expanding part), an inlet air device 25 “petal type” to create a cyclonic rotational movement of air, the flame part with candles 42 and with a given volume for circular motions of air, the tapering part 28 (confuser) for the movement of the compacted gas and increasing the speed of its flow and the elongated output part - the neck 29 to create a supersonic gas speed connected to the device azovaniya energy so that the elongated neck includes a first opening in its smallest diameter.
Устройство преобразования энергии выполнено в виде нескольких последовательно установленных и входящих друг в друга цилиндрических труб 30, 31 и 32 всасывающего принципа действия, одинаковой длины, жестко соединенных между собой в продольном направлении направляющими пластинами с зазорами, образующими воздушные щели-каналы 33, 34, 35 и 36, с заданной площадью сечения для возможности движения по этим каналам малыми дозами воздуха, поступающего из атмосферы.The energy conversion device is made in the form of several sequentially installed and entering into each other cylindrical tubes 30, 31 and 32 of the suction principle of the same length, rigidly connected to each other in the longitudinal direction by guide plates with gaps forming air gap channels 33, 34, 35 and 36, with a given cross-sectional area for the possibility of movement through these channels in small doses of air coming from the atmosphere.
Цилиндрические трубы 30, 31 и 32 имеют одинаковые по длине размеры, но разные диаметры отверстий, которые выполнены с увеличением диаметра отверстий последующих труб по отношению к диаметрам отверстий предыдущих труб для возможности обеспечения инерционного прямолинейно-направленного движения по этим трубам газовоздушной массы в смесительную камеру.The cylindrical pipes 30, 31 and 32 have the same lengths but different diameters of the holes, which are made with an increase in the diameter of the holes of the subsequent pipes in relation to the diameters of the holes of the previous pipes to ensure inertial rectilinear directional movement of the air mass through these pipes into the mixing chamber.
Смесительная камера 37 имеет цилиндрическую форму и предназначена для накопления увеличенной газовоздушной массы, использования кинетической энергии сверхзвуковой скорости инерционного прямолинейно-направленного движения газовоздущной массы, направления газовоздушного потока параллельно оси двигателя, а также преобразования потенциальной внутренней “тепловой” энергии молекул газа и потенциальной энергии “холода” молекул воздуха. Смесительная камера соединена своей круглой цилиндрической поверхностью с расширительной частью реактивного сопла 38, на выходе которого расположена камера 39 для направления газовоздушного потока параллельно осевой линии двигателя.The mixing chamber 37 has a cylindrical shape and is designed to accumulate increased gas mass, to use the kinetic energy of the supersonic velocity of the inertial rectilinear motion of the gas mass, to direct the gas flow parallel to the axis of the engine, and also to convert the potential internal “thermal” energy of the gas molecules and the potential energy of the “cold” ”Air molecules. The mixing chamber is connected by its circular cylindrical surface to the expansion part of the jet nozzle 38, at the outlet of which there is a chamber 39 for directing gas-air flow parallel to the axial line of the engine.
Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.
Для запуска двигателя в работу подается электрическое питание на станцию электронного управления.To start the engine, electric power is supplied to the electronic control station.
Кнопкой “пуск” включают напряжение на генератор электрического тока 6, работающий в данном случае в качестве стартера. Стартер раскручивает топливный насос 4, воздушную турбину 8 и осевой воздушный компрессор 13, в результате лопасти 10 вентилятора осевой воздушной турбины нагнетают воздух в осевой воздушный компрессор 13. Воздух из атмосферы через конусное устройство 3 воздухозаборника нагнетается по воздуховодным трубам 15 и 16. При этом конусное устройство уплотняет и направляет поток воздуха на плоские лопасти 9 осевой воздушной турбины. Скорость проходящего воздушного потока через эти плоские лопасти 9 равна скорости инерционного движения потока газовоздушной массы в смесительной камере. Одновременно воздух нагнетается в кожух 26 рабочей камеры сгорания 27 и диффузор 24 входной части рабочей камеры сгорания, при этом за счет диффузора увеличивается масса воздуха и давление в рабочей камере сгорания. Одновременно воздух подается по воздуховодной трубе 16 во входную часть запальника 19 устройства преобразования жидкого топлива в газообразное состояние, при этом входная часть этого устройства изменяет направление движения воздуха на 90°. Внутри запальника 19 воздух приобретает круговое вращательное движение, уплотняется на его стенках, в центре воздушного вихря плотность воздуха уменьшается и жидкое топливо подается непрерывно под давлением в камеру сгорания запальника, распыляется в нем форсункой 22. Затем подается напряжение на свечи 23 запальника 19 и искра зажигания воспламеняет топливную смесь в устройстве преобразования жидкого топлива в газообразное состояние, т.е. в запальнике идет реакция горения обогащенного топлива с воздухом и тепловая энергия газа проходит через удлиненную горловину запальника 19 в полость рабочей камеры сгорания 27. Жидкое топливо в распыленном виде через топливную форсунку 21 прибора подготовки топлива 20 также подается в газовый тракт удлиненной горловины запальника 19. Топливо прогревается в обогащенном газовом потоке, испаряется до парогазообразования и затем поступает в рабочую камеру сгорания 27, в отверстия входного устройства 25 “лепесткового типа”, где создается циклонное круговое вращательное движение воздуха на 90°.Using the “start” button, voltage is switched on to an electric current generator 6, which in this case works as a starter. The starter spins the fuel pump 4, the air turbine 8 and the axial air compressor 13, as a result of the fan blades 10 of the axial air turbine blow air into the axial air compressor 13. Air from the atmosphere through the cone device 3 of the air intake is pumped through the air pipes 15 and 16. In this case, the cone the device seals and directs the air flow to the flat blades 9 of the axial air turbine. The speed of the passing air stream through these flat blades 9 is equal to the inertial speed of the gas-air mass flow in the mixing chamber. At the same time, air is pumped into the casing 26 of the working combustion chamber 27 and the diffuser 24 of the inlet part of the working combustion chamber, while the air mass and pressure in the working combustion chamber are increased due to the diffuser. At the same time, air is supplied through the air pipe 16 to the inlet part of the igniter 19 of the device for converting liquid fuel into a gaseous state, while the inlet part of this device changes the direction of air movement by 90 °. Inside the igniter 19, the air acquires a circular rotational movement, is compressed on its walls, in the center of the air vortex the air density decreases and liquid fuel is supplied continuously under pressure to the ignition combustion chamber, it is sprayed by the nozzle 22. Then, voltage is applied to the candles 23 of the ignitor 19 and the ignition spark ignites the fuel mixture in the device for converting liquid fuel into a gaseous state, i.e. in the igniter, the enriched fuel burns with air and the heat energy of the gas passes through the elongated neck of the igniter 19 into the cavity of the working combustion chamber 27. Liquid fuel in atomized form through the fuel nozzle 21 of the fuel preparation device 20 is also supplied to the gas path of the elongated neck of the ignitor 19. Fuel warms up in the enriched gas stream, evaporates to vapor formation and then enters the working combustion chamber 27, into the openings of the input device 25 of the “petal type”, where a cycle 90 ° circular rotational air movement.
Далее воздушный поток переходит в жаровую часть рабочей камеры сгорания 27, где в ее заданном объеме происходит круговое движение воздуха и увеличение скорости его потока. В вихревом движении смешиваются воздух с газообразным топливом и в рабочей камере сгорания образуется газовоздушная смесь, которая воспламеняется от температуры газа запальника 19 или свечей зажигания 42 рабочей камеры сгорания на период запуска двигателя.Next, the air flow goes into the hot part of the working combustion chamber 27, where in its predetermined volume there is a circular motion of air and an increase in its flow rate. In a vortex motion, air is mixed with gaseous fuel and an air-gas mixture is formed in the working combustion chamber, which is ignited by the gas temperature of the igniter 19 or the spark plugs 42 of the working combustion chamber for the period of engine start-up.
Реакция горения в рабочей камере сгорания в ее овальной жаровой части идет интенсивно, в результате чего, газообразное топливо с воздухом сгорает мгновенно и полно с выделением высокой температуры, которая с увеличенной плотностью и увеличенным давлением выходит через сужающуюся часть 28 (конфузор) рабочей камеры сгорания в ее удлиненную, цилиндрической формы, горловину 29, в которой кинетическая энергия движения потока газа достигает сверхзвуковой инерционной скорости и газовый поток получает направленное движение по цилиндрическим трубам 30, 31 и 32 устройства преобразования энергии, сначала в его первую цилиндрическую трубу с наименьшим диаметром отверстия, а затем проходит через следующие отверстия цилиндрических труб с увеличенным диаметром отверстий по отношению к отверстиям предыдущих цилиндрических труб.The combustion reaction in the combustion chamber in its oval heat portion is intense, as a result, gaseous fuel with air burns out instantly and completely with the release of high temperature, which with increased density and increased pressure leaves through the narrowing part 28 (confuser) of the combustion chamber in its elongated, cylindrical shape, neck 29, in which the kinetic energy of the gas flow reaches a supersonic inertial velocity and the gas flow receives directed motion along cylindrical tr Ubam 30, 31 and 32 of the energy conversion device, first into its first cylindrical pipe with the smallest hole diameter, and then passes through the following holes of the cylindrical pipes with an increased diameter of the holes with respect to the holes of the previous cylindrical pipes.
Скорость газовоздушного потока, проходящего по цилиндрическим трубам, достигает сверхзвуковой скорости. В щелях 33, 34, 35 и 36 устройства преобразования энергии создается разреженная зона и просходит всасывание воздуха из всасывающих воздуховодных труб 17, входящих в отверстия 41 полусферы 40 вакуумной камеры 18, и нагнетание воздуха в смесительную камеру 35. Вся газовоздушная масса поступает в смесительную камеру 37, а затем в расширительную часть реактивного сопла 38, где за счет расширения газовоздушной массы происходит мгновенное падение ее плотности и давления, что способствует увеличению всасывающего из атмосферы воздуха в воздуховодные трубы 17 и вакуумную камеру 18 через конусное устройство 3 воздухозаборника 2. При расширении газовоздушной массы в реактивном сопле появляется разница между давлением в рабочей камере сгорания 27 и давлением в расширительной части реактивного сопла 38, в результате разности этих давлений увеличивается реактивная тяга двигателя, положительно влияющая на производительность работы устройства преобразования энергии.The speed of the gas-air flow passing through cylindrical pipes reaches supersonic speed. In the slots 33, 34, 35 and 36 of the energy conversion device, a rarefied zone is created and air is sucked from the suction air pipes 17 entering the openings 41 of the hemisphere 40 of the vacuum chamber 18, and air is forced into the mixing chamber 35. All the gas-air mass enters the mixing chamber 37, and then to the expansion part of the jet nozzle 38, where due to the expansion of the gas mass there is an instant drop in its density and pressure, which contributes to an increase in the air sucked in from the atmosphere into the air pipes 17 and the vacuum chamber 18 through the cone 3 of the air intake 2. When expanding the gas mass in the jet nozzle, a difference appears between the pressure in the working combustion chamber 27 and the pressure in the expansion part of the jet nozzle 38, as a result of the difference in these pressures, the engine thrust increases, which positively affects power conversion device performance.
Таким образом, реактивный двигатель работает в постоянно действующем стабильном режиме, обеспечивающем постоянную циркуляцию воздуха внутри корпуса двигателя и непрерывное всасывание воздуха из атмосферы, тем самым достигается высокий коэффициент использования энергии “тепла” за счет расширения, нагнетания и преобразования энергии “тепла” с использованием энергии “холода”, т.е. атмосферного воздуха.Thus, the jet engine operates in a constantly operating stable mode, providing constant air circulation inside the engine housing and continuous intake of air from the atmosphere, thereby achieving a high utilization of “heat” energy due to the expansion, injection and conversion of “heat” energy using energy “Cold”, i.e. atmospheric air.
В связи с тем, что воздушная турбина расположена на входе воздухозаборника перед осевым воздушным компрессором, обеспечена надежная его защита от воздействия на его лопасти газов высокой температуры, в отличие от вышеописанных аналогов, тем самым повышается долговечность и производительность работы воздушной турбины и двигателя в целом.Due to the fact that the air turbine is located at the inlet of the air intake in front of the axial air compressor, it is reliably protected from exposure to high temperature gases on its blades, unlike the analogues described above, thereby increasing the durability and performance of the air turbine and the engine as a whole.
По сравнению с ближайшим аналогом и другими известными в области реактивных двигателей предлагаемое к патентованию изобретение имеет наиболее упрощенную и экономичную конструкцию.Compared with the closest analogue and other known in the field of jet engines, the invention proposed for patenting has the most simplified and economical design.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002129673/06A RU2236610C2 (en) | 2002-11-04 | 2002-11-04 | Jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002129673/06A RU2236610C2 (en) | 2002-11-04 | 2002-11-04 | Jet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002129673A RU2002129673A (en) | 2004-06-27 |
| RU2236610C2 true RU2236610C2 (en) | 2004-09-20 |
Family
ID=33433137
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002129673/06A RU2236610C2 (en) | 2002-11-04 | 2002-11-04 | Jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2236610C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102606311A (en) * | 2011-01-24 | 2012-07-25 | 万学先 | Pneumatic jet engine |
| RU2578236C1 (en) * | 2015-02-18 | 2016-03-27 | Александр Иванович Рудаков | Method of generating engine thrust and engine design |
| CN109252981A (en) * | 2018-10-25 | 2019-01-22 | 中国人民解放军空军工程大学 | Turbine/shock wave converges pinking combined engine |
-
2002
- 2002-11-04 RU RU2002129673/06A patent/RU2236610C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102606311A (en) * | 2011-01-24 | 2012-07-25 | 万学先 | Pneumatic jet engine |
| RU2578236C1 (en) * | 2015-02-18 | 2016-03-27 | Александр Иванович Рудаков | Method of generating engine thrust and engine design |
| CN109252981A (en) * | 2018-10-25 | 2019-01-22 | 中国人民解放军空军工程大学 | Turbine/shock wave converges pinking combined engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102046455B1 (en) | Fuel nozzle, combustor and gas turbine having the same | |
| KR20190013595A (en) | Torch igniter for a combustor | |
| US5207054A (en) | Small diameter gas turbine engine | |
| US6928804B2 (en) | Pulse detonation system for a gas turbine engine | |
| US20060230746A1 (en) | Turbineless jet engine | |
| US12092336B2 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
| CN110718843B (en) | Air-breathing type continuous rotation detonation combustion driven premixing type carbon dioxide pneumatic laser | |
| KR102091043B1 (en) | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same | |
| US2482394A (en) | Gas turbine | |
| US5027603A (en) | Turbine engine with start injector | |
| KR101954535B1 (en) | Combustor and gas turbine including the same | |
| US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
| JPH06505789A (en) | gaseous fuel injector | |
| RU2236610C2 (en) | Jet engine | |
| RU2017145773A (en) | A burner for the combustion chamber of a gas turbine power plant, a combustion chamber of a gas turbine power plant containing such a burner, and a gas turbine power plant containing such a combustion chamber | |
| US20180179950A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
| US8272221B2 (en) | Hydrogen gas generator for jet engines | |
| CN110168205B (en) | Gas turbine engine | |
| RU2096644C1 (en) | Hybrid ramjet engine | |
| CN107218155B (en) | A kind of pulse ignite in advance can steady operation detonation engine | |
| US11920795B2 (en) | Fuel injection device, nozzle, and combustor including the same | |
| KR102661014B1 (en) | Duct assembly and combustor including the same | |
| KR102660055B1 (en) | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same | |
| KR102599921B1 (en) | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same | |
| RU185450U1 (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141105 |