RU2373417C1 - Combined aircraft engine - Google Patents
Combined aircraft engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2373417C1 RU2373417C1 RU2008119724/06A RU2008119724A RU2373417C1 RU 2373417 C1 RU2373417 C1 RU 2373417C1 RU 2008119724/06 A RU2008119724/06 A RU 2008119724/06A RU 2008119724 A RU2008119724 A RU 2008119724A RU 2373417 C1 RU2373417 C1 RU 2373417C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- turbine
- cylinder
- jet nozzle
- aircraft engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.
Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.Known aircraft combined engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 2002115896, containing a gas turbine engine and a rocket engine.
Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.The disadvantage is the very high fuel consumption consumed by the rocket engine.
Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.Known aviation gas turbine engine according to the patent of Russian Federation No. 2211935, a prototype containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle.
Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива.The disadvantage is low efficiency and, as a result, a large specific fuel consumption.
Задача создания изобретения - значительное повышение КПД двигателя.The task of creating the invention is a significant increase in engine efficiency.
Решение указанных задач достигнуто в комбинированном авиационном двигателе, содержащем двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, при этом на валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, рабочее тело в рабочих цилиндрах которого нагревается выхлопными газами газотурбинного двигателя, а каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в которую соединен с воздухозаборным патрубком, а выход - с реактивным соплом. Двигатель Стирлинга содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.The solution of these problems was achieved in a combined aircraft engine containing a two-stage gas turbine engine with internal and external shafts and two compressor stages, a combustion chamber to which the fuel pipe is connected from the fuel pump, a turbine and a jet nozzle, while the Stirling engine is installed on the engine shaft, working the body in the working cylinders of which is heated by the exhaust gases of a gas turbine engine, and each expansion cylinder has a casing that forms cooling with this cylinder a cavity, the entrance to which is connected to the air intake pipe, and the exit to the jet nozzle. The Stirling engine comprises at least one working cylinder mounted downstream of the turbine and at least one expansion cylinder mounted downstream of the working cylinder. The expansion cylinders are partially or completely installed inside the radome of the jet nozzle.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:
на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,figure 1 shows a diagram of an aircraft engine,
на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,figure 2 shows a diagram of a Stirling engine,
на фиг.3 приведен разрез А-А.figure 3 shows a section aa.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газотурбинный двигатель ГТД 1, который выполнен двухвальным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, компрессор 4, состоящий, в свою очередь, из первого и второго каскадов компрессора, соответственно 5 и 6, далее расположены камера сгорания 7, турбина 8, содержащая в свою очередь сопловой аппарат 9 и рабочее колесо 10. Валы 2 и 3 установлены на опорах 11.The proposed technical solution (figure 1) contains a gas
Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 12 и приводом топливного насоса 13, топливный трубопровод 14, кольцевой коллектор 15, к которому подключен топливный трубопровод 14 и далее камера сгорания 7. Далее по потоку установлено реактивное сопло 15 с обтекателем конической формы 16 внутри него, и закрепленного ребрами 17.The
Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 8, т.е. за ее рабочим колесом 10.A distinctive feature of the power plant is the presence of the Stirling
Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, например, полностью или частично в обтекателе 16.The Stirling
На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с внутренним валом 2 двигателя и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с внутренним валом 2 двигателя. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены воздухозаборные патрубки 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 15 (фиг.1).Figure 2 and 3 shows a diagram of one embodiment of the Stirling
При работе при помощи стартера (на фиг.1 и 2 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 13, топливный насос 12 подает топливо по топливному трубопроводу 14 в кольцевой коллектор 15 и далее в камеру сгорания 7.When working with a starter (not shown in FIGS. 1 and 2), a
Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 не показано). Выхлопные газы проходят через турбину 8. Рабочее колесо турбины 9 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручиваются, т.е. ГТД 1 запускается.The fuel is ignited using an electric igniter (not shown in FIGS. 1 ... 3). The exhaust gases pass through the
Двигатель Стирлинга запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4. который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1…3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18… Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий КПД, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо 4…5 ступеней турбины только одну ступень.The Stirling engine starts much later due to its inertia. The connecting
Утилизация тепла при помощи теплообменников (регенерация), используемая традиционно, неэффективна, например, из-за больших габаритов теплообменников, их большого веса, загромождения газового тракта и необходимости дальнейшего преобразования тепловой энергии подогретого воздуха или пара в механическую энергию, например, при помощи паровой турбины.Heat recovery using heat exchangers (regeneration), used traditionally, is inefficient, for example, due to the large dimensions of the heat exchangers, their large weight, clutter of the gas path and the need for further conversion of the thermal energy of the heated air or steam into mechanical energy, for example, using a steam turbine .
В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%.As a result of the use of heat recovery from exhaust gases in the Stirling engine, the efficiency of an aircraft engine increases by about 10 ... 17%.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Значительно повысить КПД авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга, который утилизирует тепло, раньше сбрасываемое в реактивное сопло и в атмосферу или срабатываемое на нескольких ступенях турбины. Соответственно снизить удельный расход топлива: расход в единицу времени на 1 т тяги двигателя.1. Significantly increase the efficiency of an aircraft engine due to the use of a load other than the gas turbine engine of the Stirling engine for generating energy on the shaft; Correspondingly reduce specific fuel consumption: consumption per unit time per 1 ton of engine thrust.
2. Согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.2. To coordinate the work of the gas turbine engine and the Stirling engine, which have different inertia, due to the use of a two-stage two-shaft gas turbine engine.
3. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.3. Facilitate the launch of the combined aircraft engine through the use of a two-shaft scheme and start only the second stage.
4. Уменьшить количество ступеней турбины за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.4. To reduce the number of stages of the turbine due to the fact that their function is assumed mainly by the Stirling engine.
5. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.5. To reduce the emission of toxic substances into the atmosphere due to the fact that the Stirling engine has significantly better environmental performance compared to other types of engines.
6. Снизить стоимость авиационного двигателя за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины.6. To reduce the cost of the aircraft engine by reducing the number of expensive turbine stages, the blades and disks of which are made of heat-resistant alloys, and simplifying the turbine cooling circuit.
7. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.7. Reduce the weight of the aircraft engine, which is especially important in aviation.
8. Повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющими на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.8. To increase the reliability of the aircraft engine due to the rejection of several stages of the turbine, the blades of which are the most loaded parts of the engine, limiting its life and primarily affecting the reliability of the engine, aircraft and the safety of air transportation.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008119724/06A RU2373417C1 (en) | 2008-05-19 | 2008-05-19 | Combined aircraft engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008119724/06A RU2373417C1 (en) | 2008-05-19 | 2008-05-19 | Combined aircraft engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2373417C1 true RU2373417C1 (en) | 2009-11-20 |
Family
ID=41477922
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008119724/06A RU2373417C1 (en) | 2008-05-19 | 2008-05-19 | Combined aircraft engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2373417C1 (en) |
-
2008
- 2008-05-19 RU RU2008119724/06A patent/RU2373417C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ШЛЯХТЕНКО С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1987, с.184, 185, рис.7.3. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4807579A (en) | Turbocompounded two-stroke piston engines | |
EP3414439B1 (en) | Combustion chamber arrangement and system comprising said arrangement | |
Kaiser et al. | Aero engine concepts beyond 2030: Part 2—the free-piston composite cycle engine | |
EP1992811B1 (en) | Aircraft combination engines exhaust thrust recovery | |
CN101539066A (en) | Jet-steam compound engine with spray liquid evaporating on hot wall | |
RU2389887C1 (en) | Combined nuclear boost aircraft engine | |
RU2372509C1 (en) | Combined aircraft engine | |
RU2373417C1 (en) | Combined aircraft engine | |
RU2389886C1 (en) | Combined nuclear aircraft engine | |
US6481206B1 (en) | Compound cycle internal combustion engine | |
CN108087149B (en) | Turbojet engine with high thrust-weight ratio and low oil consumption | |
RU2373418C1 (en) | Combined aircraft engine | |
EP3728815A1 (en) | System and method for generating power | |
RU2383762C1 (en) | Combined nuclear afterburner aircraft engine | |
RU2374479C1 (en) | Combined aircraft engine | |
RU2391525C1 (en) | Combined nuclear boost aircraft engine | |
US20200271047A1 (en) | Rotating internal combustion engine | |
RU2433292C1 (en) | Aircraft conrod-free fan engine | |
RU2572154C2 (en) | Ice intake manifold supercharging system that exploits used gas energy | |
RU2383763C1 (en) | Combined nuclear afterburner aircraft engine | |
RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
RU2334114C1 (en) | Gas turbine vehicle propulsion unit | |
CN109083764A (en) | Miniature birotary burbine Duct-Burning Turbofan | |
RU2334886C1 (en) | Combined heat-recovery cooled gas turbine power plant | |
RU2349775C1 (en) | Nuclear gas-turbine aviation engine |