RU2278293C2 - Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine - Google Patents
Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2278293C2 RU2278293C2 RU2004121046/06A RU2004121046A RU2278293C2 RU 2278293 C2 RU2278293 C2 RU 2278293C2 RU 2004121046/06 A RU2004121046/06 A RU 2004121046/06A RU 2004121046 A RU2004121046 A RU 2004121046A RU 2278293 C2 RU2278293 C2 RU 2278293C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- air
- compressed air
- compressor
- fuel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к приспособлениям, связанным с нагнетанием воздуха в камеры сгорания упомянутых двигателей, дополнительным сжатием воздуха непосредственно в указанных камерах сгорания и обеспечением на этой основе повышения мощности двигателей и увеличения создаваемой ими реактивной тяги. Изобретение может быть применено в любых реактивных двигателях, преимущественно на турбореактивных двигательных установках.The invention relates to jet engine installations, in particular, to devices associated with forcing air into the combustion chambers of said engines, additionally compressing the air directly in said combustion chambers and providing, on this basis, an increase in engine power and an increase in jet propulsion generated by them. The invention can be applied in any jet engines, mainly on turbojet propulsion systems.
Известен способ сжатия воздуха в диффузоре прямоточного воздушно-реактивного двигателя с использованием скоростного напора при большой скорости полета летательного аппарата. При этом потоку воздуха в пределах двигателя придают прямоточный характер (см. "Политехнический словарь" под ред. А.Ю.Ишлинского, изд. "Советская энциклопедия", M. - 1980, стр.420 со схемой на стр.421).A known method of compressing air in a diffuser of a ramjet engine using high-speed pressure at a high flight speed of an aircraft. At the same time, the air flow within the engine is given a direct-flow character (see. "Polytechnical Dictionary" edited by A.Yu. Ishlinsky, ed. "Soviet Encyclopedia", M. - 1980, p. 420 with a diagram on p. 421).
Недостатком этого способа сжатия воздуха, а соответственно и двигателя в целом, является возможность его практического осуществления только при скорости полета, равной 2-3,5 скорости звука.The disadvantage of this method of compressing air, and, accordingly, of the engine as a whole, is the possibility of its practical implementation only at a flight speed of 2-3.5 sound speeds.
Известен также способ дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя, заключающийся в подаче в камеру сгорания встречных потоков предварительно сжатого в приводимом газовой турбиной компрессоре воздуха и сжигании топлива (см. патент Великобритании 1036677, F 23 Р 3/04, 1966).There is also known a method of additional compression of air in the combustion chamber of a jet engine, which consists in feeding into the combustion chamber counter flows of pre-compressed air in a compressor driven by a gas turbine and burning fuel (see UK patent 1036677, F 23 P 3/04, 1966).
Недостатком этого способа сжатия воздуха является неполное использование кинетической энергии поступающего от турбины потока воздуха для дополнительного его сжатия непосредственно в центральной части камеры сгорания, где производят сжигание топлива, и отсутствие специальных средств, обеспечивающих использование давления газа непосредственно в камере сгорания с его воздействием в сторону создаваемой двигателем реактивной тяги.The disadvantage of this method of air compression is the incomplete use of the kinetic energy of the air flow from the turbine for additional compression directly in the central part of the combustion chamber, where the fuel is burned, and the absence of special tools to ensure the use of gas pressure directly in the combustion chamber with its effect in the direction created jet thrust engine.
Известна камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), размещенная за сообщающимся с входным отверстием диффузором, в котором осуществляется сжатие воздуха путем торможения встречного потока воздуха. Указанный сжатый в диффузоре воздух подается в камеру сгорания. При этом поток воздуха через весь двигатель, включая камеру сгорания, имеет прямоточный характер вдоль линии оси двигателя (см. указанный выше "Политехнический словарь, стр.420).A known combustion chamber of a ramjet (ramjet), located behind a diffuser in communication with the inlet, in which air is compressed by braking the oncoming air stream. The specified compressed air in the diffuser is supplied to the combustion chamber. At the same time, the air flow through the entire engine, including the combustion chamber, has a direct-flow character along the line of the engine axis (see the above Polytechnical Dictionary, p. 420).
Недостатком упомянутой камеры сгорания ПВРД, как и всего двигателя в целом, является осуществление в ней сжатия воздуха в направлении свободного движения его прямоточного потока, что обуславливает возможность надежной работы двигателя только при скорости полета летательного аппарата, равной 2-3,5 скорости звука.The disadvantage of the said ramjet combustion chamber, as well as of the entire engine as a whole, is that it compresses air in the direction of free movement of its direct-flow stream, which makes it possible to operate the engine reliably only at an aircraft flight speed of 2-3.5 sound speeds.
Наиболее близким к заявленному изобретению является устройство для дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя, содержащее камеру сгорания, выполненную с выходным отверстием, обращенным в сторону газовой турбины, с равномерно размещенными на ее боковых стенках и направленными в сторону ее центральной части входными отверстиями для подачи предварительно сжатого воздуха, подаваемого от компрессора, связанного с помощью вала с газовой турбиной, и Форсунку для подачи в камеру сгорания топлива (см. указанный выше патент Великобритании 1036677).Closest to the claimed invention is a device for additional compression of air in the combustion chamber of a jet engine containing a combustion chamber made with an outlet facing the gas turbine, evenly placed on its side walls and directed towards its central part inlet openings pre-compressed air supplied from a compressor connected by a shaft to a gas turbine and an injector for supplying fuel to the combustion chamber (see above e patent of Great Britain 1036677).
Недостатком указанного устройства для дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя является то, что оно не обеспечивает полного использования кинетической энергии поступающего от компрессора сжатого воздуха для дополнительного его сжатия непосредственно в камере сгорания в области сгорания топлива. Упомянутая камера сгорания не имеет специального устройства для обеспечения воздействия давления находящегося в ней газа в сторону создаваемой реактивным двигателем тяги.The disadvantage of this device for additional air compression in the combustion chamber of a jet engine is that it does not fully utilize the kinetic energy of the compressed air coming from the compressor for additional compression directly in the combustion chamber in the fuel combustion area. Said combustion chamber does not have a special device to ensure the pressure of the gas contained in it towards the thrust generated by the jet engine.
Предлагаемое изобретение позволяет получить технический результат, заключающийся в дополнительном сжатии непосредственно в камере сгорания поступающего от компрессора воздуха, что обеспечивает повышение мощности двигателя и увеличение создаваемой им реактивной тяги.The present invention allows to obtain a technical result, which consists in additional compression directly in the combustion chamber of the air coming from the compressor, which provides an increase in engine power and an increase in the reactive thrust created by it.
Указанный технический результат по способу дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя заключается в подаче в камеру сгорания встречных потоков предварительно сжатого в приводимом газовой турбиной компрессоре воздуха и сжигании топлива. Согласно изобретению встречные потоки поступающего от компрессора предварительно сжатого воздуха создают в камере сгорания, выполненной со сплошным дном, расположенным с противоположной стороны от ее выходного отверстия, сталкивают эти встречные потоки в ее центральной части с полным торможением и превращением их кинетической энергии в дополнительное сжатие непосредственно в камере сгорания, а сжигание топлива производят в этом объеме дополнительно сжатого воздуха.The specified technical result according to the method of additional compression of the air in the combustion chamber of a jet engine is to feed into the combustion chamber counter flows of pre-compressed air in a compressor driven by a gas turbine and burning fuel. According to the invention, counter flows of pre-compressed air coming from the compressor are created in a combustion chamber made with a continuous bottom located on the opposite side of its outlet, these counter flows in its central part collide with complete braking and their kinetic energy is converted into additional compression directly into the combustion chamber, and the combustion of fuel is produced in this volume of additional compressed air.
Устройство для дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя содержит камеру сгорания, выполненную с выходным отверстием, обращенным в сторону газовой турбины, с равномерно размещенными на ее боковых стенках и направленными в сторону ее центральной части входными отверстиями для подачи предварительно сжатого воздуха, подаваемого от компрессора, связанного с помощью вала с газовой турбиной, и форсунку для подачи топлива в камеру сгорания. Согласно изобретению камера сгорания выполнена в виде замкнутого пространства со сплошным дном, расположенным с противоположной стороны от ее выходного отверстия, а размещенные на боковых поверхностях входные отверстия служат для прохода поступающего от компрессора предварительно сжатого воздуха, предназначенного для сжигания топлива, движения этих потоков воздуха во встречных направлениях, сталкивания их с полным взаимным торможением и превращением всей кинетической энергии встречных потоков в дополнительное сжатие непосредственно в камере сгорания. При этом форсунка для подачи топлива обращена в область упомянутого дополнительно сжатого воздуха.A device for additional compression of air in the combustion chamber of a jet engine comprises a combustion chamber made with an outlet facing the gas turbine, with inlet openings evenly placed on its side walls and directed towards the central part thereof for supplying pre-compressed air supplied from the compressor connected by a shaft to a gas turbine and an injector for supplying fuel to the combustion chamber. According to the invention, the combustion chamber is made in the form of an enclosed space with a continuous bottom located on the opposite side from its outlet, and the inlet openings located on the side surfaces serve for the passage of pre-compressed air from the compressor for burning fuel, the movement of these air flows in the opposite direction directions, colliding them with complete mutual inhibition and the conversion of all kinetic energy of the oncoming flows into additional compression directly in the combustion chamber. In this case, the nozzle for supplying fuel is turned into the region of the above-mentioned additional compressed air.
Входные отверстия в камеру сгорания, как частный случай выполнения, снабжены направляющими поверхностями, обеспечивающими возможность более точного направления потоков воздуха в центральную часть камеры сгорания.The inlet openings to the combustion chamber, as a special case of execution, are provided with guide surfaces that enable more accurate direction of air flows to the central part of the combustion chamber.
Выходное отверстие камеры сгорания выполнено в виде реактивного сопла.The outlet of the combustion chamber is made in the form of a jet nozzle.
На приведенном чертеже в разрезе по осевой фронтальной плоскости показано в общем виде осуществление способа дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя на примере соответствующего устройства в виде камеры сгорания. Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха и образованного от сжигания топлива газа.In the drawing, in section along the axial frontal plane, a general view is shown of the implementation of the method of additional air compression in the combustion chamber of a jet engine using the example of a corresponding device in the form of a combustion chamber. The arrows in the drawing show the direction of movement of air and gas formed from the combustion of fuel.
Камера сгорания 1 реактивного двигателя, в которой осуществляется дополнительное сжатие воздуха, выполнена с выходным отверстием 2, обращенным в сторону газовой турбины, с равномерно размещенными на ее боковых стенках и направленными в сторону ее центральной части входными отверстиями 3 для подачи предварительно сжатого воздуха, подаваемого от компрессора, связанного с помощью вала с газовой турбиной, и форсунку 6 для подачи топлива в камеру сгорания. Камера сгорания выполнена в виде образованного стенками 4 замкнутого пространства со сплошным дном 8, расположенным с противоположной стороны от ее выходного отверстия 2. Размещенные на боковых поверхностях входные отверстия 3 служат для прохода поступающего от компрессора предварительно сжатого воздуха, предназначенного для сжигания топлива, движения этих потоков воздуха во встречных направлениях, сталкивания их с полным торможением в центральной части 5 камеры сгорания и превращения всей кинетической энергии встречных потоков в дополнительное сжатие непосредственно в камере сгорания. При этом форсунка 6 для подачи топлива обращена в область упомянутого дополнительно сжатого воздуха.The combustion chamber 1 of the jet engine, in which additional air compression is carried out, is made with an outlet 2 facing the gas turbine, with inlet openings 3 evenly placed on its side walls and directed towards its central part to supply pre-compressed air supplied from a compressor connected by a shaft to a gas turbine, and an injector 6 for supplying fuel to the combustion chamber. The combustion chamber is made in the form of an enclosed space formed by the walls 4 with a continuous bottom 8 located on the opposite side from its outlet 2. The inlet openings 3 located on the side surfaces serve for the passage of pre-compressed air from the compressor for burning fuel, the movement of these flows air in opposite directions, colliding them with complete braking in the central part 5 of the combustion chamber and turning all the kinetic energy of the oncoming flows into additional ADDITIONAL compression directly into the combustion chamber. In this case, the nozzle 6 for supplying fuel is turned into the region of the aforementioned additional compressed air.
Входные отверстия 3 в камеру сгорания 1, как частный случай выполнения, снабжены направляющими поверхностями 7, обеспечивающими возможность более точного направления потоков воздуха в центральную часть 5 камеры сгорания.The inlet openings 3 to the combustion chamber 1, as a special case of execution, are provided with guide surfaces 7, which provide the possibility of more accurate direction of air flows to the central part 5 of the combustion chamber.
Выходное отверстие 2 камеры сгорания 1 выполнено в виде реактивного сопла.The outlet 2 of the combustion chamber 1 is made in the form of a jet nozzle.
Приведенное устройство в виде камеры сгорания реактивного двигателя осуществляет предложенный способ дополнительного сжатия воздуха непосредственно в камере сгорания следующим образом.The above device in the form of a combustion chamber of a jet engine implements the proposed method for additional air compression directly in the combustion chamber as follows.
Предварительно сжатый компрессором двигателя воздух через входные отверстия 3 подается в камеру сгорания 1, где он движется равномерно со всех сторон из указанных входных отверстий в центральную часть 5 камеры сгорания в радиальных направлениях, что приводит к столкновению встречных потоков воздуха в центральной части 5 камеры сгорания и их взаимному полному торможению. Указанному упорядоченному движению воздуха способствуют совмещенные с входными отверстиями 3 направляющие поверхности 7. При столкновении встречных потоков воздуха происходит полное превращение их кинетической энергии в дополнительное сжатие. В область максимального сжатия воздуха из форсунки 6 производят подачу и распыление топлива, что обеспечивает его сгорание с максимальным повышением температуры, обеспечивающим создание повышенного давления на стенки 4 и дно 8 камеры сгорания. Полученный газ с ускорением движется под воздействием повышенного давления через выходное отверстие 2 в сторону газовой турбины двигателя с одновременным созданием реактивной силы, воздействующей на размещенное против выходного отверстия 2 дно 8 камеры сгорания, в виде дополнительной реактивной тяги. При этом основная реактивная тяга создается при истечении газа через реактивное сопло двигателя после прохождения через газовую турбину.The air pre-compressed by the engine compressor through the inlet openings 3 is supplied to the combustion chamber 1, where it moves uniformly from all sides from the indicated inlet openings to the central part 5 of the combustion chamber in radial directions, which leads to a collision of oncoming air flows in the central part 5 of the combustion chamber and their mutual complete inhibition. The indicated ordered air movement is facilitated by the guiding surfaces 7, which are combined with the inlet openings 7. When the oncoming air flows collide, their kinetic energy is completely converted to additional compression. In the region of maximum air compression from the nozzle 6, fuel is supplied and sprayed, which ensures its combustion with a maximum temperature increase, which creates increased pressure on the walls 4 and the bottom 8 of the combustion chamber. The resulting gas accelerates under the influence of increased pressure through the outlet 2 towards the gas turbine of the engine while creating a reactive force acting on the bottom 8 of the combustion chamber placed against the outlet 2 in the form of an additional reactive thrust. In this case, the main jet thrust is created when gas flows through the jet nozzle of the engine after passing through a gas turbine.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004121046/06A RU2278293C2 (en) | 2004-07-09 | 2004-07-09 | Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004121046/06A RU2278293C2 (en) | 2004-07-09 | 2004-07-09 | Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004121046A RU2004121046A (en) | 2005-12-20 |
RU2278293C2 true RU2278293C2 (en) | 2006-06-20 |
Family
ID=35869555
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004121046/06A RU2278293C2 (en) | 2004-07-09 | 2004-07-09 | Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2278293C2 (en) |
-
2004
- 2004-07-09 RU RU2004121046/06A patent/RU2278293C2/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004121046A (en) | 2005-12-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3830431A (en) | Abating exhaust noises in jet engines | |
CA1243848A (en) | Gas compressor for jet engine | |
US9359973B2 (en) | Multitube valveless pulse detonation engine | |
US20190093553A1 (en) | Reverse-flow core gas turbine engine with a pulse detonation system | |
US6928804B2 (en) | Pulse detonation system for a gas turbine engine | |
EP1433946A1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
CN109184953B (en) | Rocket type rotary detonation ramjet combined engine | |
US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
JP2001355515A5 (en) | ||
CN109028142A (en) | Propulsion system and the method for operating it | |
US20180231256A1 (en) | Rotating Detonation Combustor | |
US20180356099A1 (en) | Bulk swirl rotating detonation propulsion system | |
US2641902A (en) | Combination ram jet and turbojet | |
CN107762661A (en) | A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine | |
US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
US6981366B2 (en) | Turbineless jet engine | |
US7752835B2 (en) | Pulsed combustion engine | |
RU2620736C1 (en) | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation | |
RU2278293C2 (en) | Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine | |
CN104832318A (en) | Ramjet engine | |
US8272221B2 (en) | Hydrogen gas generator for jet engines | |
RU2278986C1 (en) | Combination air-jet engine | |
US20080127630A1 (en) | Turbine for application to pulse detonation combustion system and engine containing the turbine | |
JP2022520878A (en) | Rotary internal combustion engine | |
JP2006138206A (en) | Pde drive tip turbine fan engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090710 |