RU2557830C2 - Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end - Google Patents
Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2557830C2 RU2557830C2 RU2012130948/06A RU2012130948A RU2557830C2 RU 2557830 C2 RU2557830 C2 RU 2557830C2 RU 2012130948/06 A RU2012130948/06 A RU 2012130948/06A RU 2012130948 A RU2012130948 A RU 2012130948A RU 2557830 C2 RU2557830 C2 RU 2557830C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- flow
- rotor
- azimuthal
- compressor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение относится к транспортным аппаратам, а более точно - к устройствам создания движущей силы для перемещения транспортных аппаратов, и может использоваться в частности в летательных аппаратах, движущихся в воздушной среде.The present invention relates to transport vehicles, and more specifically to devices for creating a driving force for moving transport vehicles, and can be used in particular in aircraft moving in the air.
Известен способ преобразования энергии в движение в прямоточном реактивном двигателе, когда набегающий скоростной поток вводят в двигатель, сжимают на входе за счет потери скорости в сопле воздухоприемника, нагревают аксиально движущийся поток в продольной камере сгорания и, ускоряя в выходном сопле, создают движущую силу (патент СССР №16490 от 08.10.1928). К недостаткам относится необходимость приведения аппарата в движение и создания набегающего скоростного потока воздуха.A known method of converting energy into motion in a ramjet engine, when an incoming high-speed flow is introduced into the engine, is compressed at the inlet due to the loss of speed in the nozzle of the air intake, the axially moving flow is heated in the longitudinal combustion chamber and, accelerating in the output nozzle, create a driving force (patent USSR No. 1690 from 10/08/1928). The disadvantages include the need to set the apparatus in motion and create an oncoming high-speed air flow.
Известен способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата (патент RU №2436987 от 21.04.2010), принятый за прототип. Он включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод потока со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха. Недостатком двигателя является работа лопаток турбины в потоке горячего воздуха, высокое лобовое сопротивление двигателя.A known method of creating a driving force for moving an aircraft (patent RU No. 2436987 dated 04/21/2010), adopted as a prototype. It includes the introduction of air and the creation of an azimuthally and axially moving flow, its compression by the compressor, heating of the flow, output of the flow at a speed greater than the azimuthal speed of the turbine blades, the introduction of an additional volume of air. The disadvantage of the engine is the operation of the turbine blades in the flow of hot air, high drag.
Известен прямоточный реактивный двигатель, содержащий воздухоприемник, кольцевую камеру сгорания и выходное сопло (патент СССР №16490 от 08.10.1928.). К недостаткам относится необходимость предварительного приведения транспортного аппарата, на котором он закреплен, в движение для создания набегающего скоростного потока воздуха и старта двигателя.Known ramjet engine containing an air intake, an annular combustion chamber and an output nozzle (USSR patent No. 1690 from 08.10.1928.). The disadvantages include the need to first bring the transport apparatus on which it is mounted in motion to create an oncoming high-speed air flow and start the engine.
Известен турбореактивный двигатель (патент RU №2436987 от 21.04.2010), принятый за прототип. Он содержит компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей и крыловыми элементами, турбину, выполненную на общем валу, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания. К недостаткам двигателя относится работа кольцевых лопаток турбины в потоке горячих газов, высокое лобовое сопротивление двигателя.Known turbojet engine (patent RU No. 2436987 from 04/21/2010), adopted as a prototype. It contains a low pressure compressor containing blades with a structure of profiles and wing elements, a turbine made on a common shaft, a combustion chamber made of azimuth, crowns with blades before and after the combustion chamber. The disadvantages of the engine include the operation of the annular turbine blades in the flow of hot gases, high drag of the engine.
В основе изобретения лежит задача - разработать способ и устройство для перемещения летательных аппаратов, обладающие энергетической эффективностью преобразования энергии потока в движущую силу и малым лобовым сопротивлением.The basis of the invention is the task of developing a method and device for moving aircraft, having the energy efficiency of converting the flow energy into a driving force and low drag.
Техническим результатом, достигаемым при реализации изобретения, является упрощение и расширение области применения летательных аппаратов.The technical result achieved by the implementation of the invention is the simplification and expansion of the scope of aircraft.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что реализуется способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата, включающий ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха, характеризующийся тем, что сначала передают импульс горячего потока дополнительному объему воздуха, затем создают вращающий момент турбины и потом переводят азимутальный момент потока в аксиальное усилие, причем в процессе сжатия поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that a method of creating a driving force for moving the aircraft is implemented, which includes introducing air and creating an azimuthally and axially moving stream, compressing it with a compressor, heating the stream, outputting the jet at a speed greater than the azimuthal speed of the turbine blades, introducing an additional volume of air, characterized in that they first transmit the impulse of the hot stream to the additional volume of air, then create a torque of the turbine and then transfer odyat azimuthal point flux in an axial force, wherein the compression process stream is directed azimuthally and radially from the axis, forming azimuth vortex output flow for the edge of the compressor blades unfold flow azimuthally and radially to the axis, are formed in the azimuth vortex and repeating this more than once.
В способе вращением винта низконапорного компрессора создают скоростной напор потока среды, набегающей на него. В отличие от обычного «толстого» винта, где скорость потока среды над и под плоскостью винта удваивают и формируют вокруг нее круговой вихрь и тягу, в заявляемом способе скорость потока над (за) плоскостью более чем удваивают. Поэтому растет разрежение над ней, идет подсос и ускорение массы вдоль поверхности задней плоскости винта и растет движущая сила, формируемая способом. Полученный аксиальный поток воздуха приводят в азимутальное движение, до нагрева, часть воздуха отводят азимутально и радиально в компрессор высокого давления и затем в камеру сгорания. Причем в процессе сжатия в компрессоре высокого давления поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз. Тем самым в области между лопатками и профилированными элементами создаются свободные или силовые вихри со скоростью, большей угловой скорости лопаток, действием которых, на участке от одних (например, подвижных лопаток) к другим (например, неподвижным лопаткам), действием центробежной силы, увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.In the method, by rotating the screw of the low-pressure compressor, a high-speed pressure head of the medium flowing onto it is created. In contrast to the usual "thick" screw, where the flow rate of the medium above and below the plane of the screw is doubled and a circular vortex and traction are formed around it, in the inventive method, the flow rate above (behind) the plane is more than doubled. Therefore, rarefaction above it grows, there is a suction and acceleration of the mass along the surface of the rear plane of the screw, and the driving force generated by the method grows. The resulting axial air flow is brought into azimuthal motion, before heating, part of the air is removed azimuthally and radially to a high-pressure compressor and then to the combustion chamber. Moreover, in the compression process in the high-pressure compressor, the flow is directed azimuthally and radially from the axis, an azimuthal vortex is formed, the flow is brought out beyond the edge of the compressor blades, the flow is turned azimuthally and radially to the axis, the azimuthal vortex is formed, and this is repeated more than once. Thus, in the region between the blades and the profiled elements, free or force vortices are created with a speed greater than the angular velocity of the blades, the action of which, in the area from one (for example, moving blades) to others (for example, motionless blades), by the action of centrifugal force, increases the efficiency conversion of flow rate to pressure. This allows you to reduce the number of stages of the compressor to obtain the required pressure at the outlet of the device.
Нагрев потока проводят в кольцевой камере сгорания, азимутальная составляющая потока не падает, и давление в камере сгорания растет за счет центробежного сжатия вихря поперек потока. Азимутально и аксиально двигающийся горячий поток выводят из камеры сгорания так, чтобы азимутальная его скорость еще более увеличилась, для чего установлен дополнительный венец с лопатками, корректирующий азимутальный угол выхода на выходе горячей струи газа из нее.The flow is heated in an annular combustion chamber, the azimuthal component of the flow does not drop, and the pressure in the combustion chamber increases due to centrifugal compression of the vortex across the flow. The azimuthally and axially moving hot stream is removed from the combustion chamber so that its azimuthal speed increases even more, for which an additional crown with blades is installed, which corrects the azimuthal exit angle at the outlet of the hot gas stream from it.
В азимутальной камере сгорания при этом происходит радиальное сжатие газа за счет центробежного поля движущегося газа без потери его азимутальной скорости. А также увеличивается за счет его движения по спирали длина пути, проходимого газом и сжигаемым топливом, без увеличения геометрических размеров камеры сгорания. Растет полнота сгорания топлива вследствие центробежной сепарации крупных несгоревших его капель и поток истекающего горячего газа более однороден по температуре. Поэтому выходящий из камеры сгорания, ускоренный ее выходным соплом газ кроме высокой аксиальной скорости имеет высокую азимутальную составляющую, импульс которой будет передан лопаткам продольного винта на турбинном его участке.In the azimuthal combustion chamber, the gas is radially compressed due to the centrifugal field of the moving gas without losing its azimuthal velocity. And also, due to its spiral movement, the length of the path traveled by gas and combusted fuel increases, without increasing the geometric dimensions of the combustion chamber. The completeness of fuel combustion due to centrifugal separation of large unburned droplets is growing, and the flow of expiring hot gas is more uniform in temperature. Therefore, in addition to the high axial velocity, the gas exiting the combustion chamber, accelerated by its outlet nozzle, has a high azimuthal component, the impulse of which will be transmitted to the blades of the longitudinal screw in its turbine section.
Импульс истекающего из камеры сгорания, быстрого горячего потока передают дополнительному объему воздуха в камере эжекционного смешения (камере передачи импульса), куда идет подсос воздуха из приосевой области двигателя. При эжекционной передаче импульса потока струи газа подведенному воздуху импульс и момент импульса исходной струи сохраняются в полном потоке. Температура газа подходящего к лопаткам турбины падает, снижаются конструкционные требования к ее материалам. Это позволяет в камере сгорания нагреть газ до больших температур и этим увеличить скорость его истечения из нее, а тем самым увеличить исходный импульс и тягу двигателя без больших тепловых нагрузок на лопатки турбины. Оставшийся азимутальный момент потока после турбины на неподвижном венце лопаток затем переводят в аксиальное усилие.An impulse flowing from the combustion chamber, a fast hot stream is transferred to an additional volume of air in the ejection mixing chamber (pulse transmission chamber), where air is sucked from the axial region of the engine. During the ejection transmission of the pulse of the gas jet stream to the supplied air, the pulse and the angular momentum of the initial jet are stored in the full stream. The temperature of the gas suitable for the turbine blades decreases, the structural requirements for its materials are reduced. This allows the gas to be heated to high temperatures in the combustion chamber and thereby increase the rate of gas outflow from it, and thereby increase the initial impulse and engine thrust without large thermal loads on the turbine blades. The remaining azimuthal flow moment after the turbine on the fixed crown of the blades is then converted into axial force.
Способ осуществляют в турбореактивном двигателе, включающем выполненные на общем валу компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей с крыловыми элементами и турбину, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания, характеризующемся тем, что за камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков, винт компрессора низкого давления и турбины выполнены заедино в виде продольных плоскостей, содержащих участки со структурой профилей с крыловыми элементами и центробежные участки, за турбиной установлен неподвижный венец с лопатками, задние кромки которых направлены вдоль оси двигателя, дополнительно содержащего компрессор высокого давления, ротор которого имеет более чем одну секцию с переменным профилем, достигающим внешней кромки лопастей винта на краях секций и имеющим минимум в центре, лопасти винта закреплены в минимумах ротора, их передние и задние кромки направлены по вращению ротора, лопатки последнего венца направлены на выходе вдоль оси ротора, устройство вывода потока размещено над ротором, секционировано, содержит профилированные лопатки, размещенные в максимумах профиля, их передние и задние кромки направлены против вращения ротора.The method is carried out in a turbojet engine, comprising a low pressure compressor made on a common shaft, comprising blades with a profile structure with wing elements and a turbine, an azimuthal combustion chamber, crowns with blades before and after the combustion chamber, characterized in that the chamber is located behind the combustion chamber ejector mixing of flows, the screw of the low pressure compressor and turbine are made integrally in the form of longitudinal planes containing sections with the structure of profiles with wing elements and the center reliable sections, behind the turbine there is a fixed crown with blades, the rear edges of which are directed along the axis of the engine, additionally containing a high-pressure compressor, the rotor of which has more than one section with a variable profile reaching the outer edge of the screw blades at the edges of the sections and having a minimum in the center, the rotor blades are fixed at the minimums of the rotor, their front and rear edges are directed along the rotation of the rotor, the blades of the last crown are directed at the output along the axis of the rotor, the output device is placed above p otorom, sectioned, contains profiled blades located at the maxima of the profile, their front and rear edges are directed against the rotation of the rotor.
Создаваемое на задней поверхности лопасти разрежение квадратично зависит от скорости потока газа над ней и потому от скорости ее вращения. Известно и то, что в решетке профилей рост скорости потока за ней растет пропорционально тангенсу угла, на который решетка отклоняет набегающий исходный поток, и при углах, больших 50°, рост скорости превышает ее удвоение и быстро растет и далее. Также растет и разрежение за лопастью винта, у которого на периферии размещена структура крыловых профилей. Но при этом структура профилей не является решеткой профилей, поскольку ее элементы не фиксированы с жесткой регулярностью на разных участках периферии винта или крыла. При работе винта на его периферии на кромках лопастей, где скорость потока может превышать скорость внешней кромки винта, формируется область разрежения, в которую идет подсос массы, как с передней, так и с боковой части поверхности области, и область работает как массовое сопло, в котором импульс потока передается всасываемой массе. Это позволяет получить в турбореактивном двигателе, реализуемом согласно способу, движущую силу при меньших размерах (диаметре) винта, вплоть до размеров, сравнимых и даже меньших, чем корпус двигателя. Если расстояние между соседними крыловыми элементами структуры профилей сравнимо с шириной плоскостей, то такой винт может рассматриваться как винт полиплан, эффективность каждого из элементов которого, при соответствующих соотношениях между размерами, может быть выше, чем эффективность отдельного крылового элемента, а полная эффективность растет с ростом их на винте. При этом подсос воздуха к винту идет не только с лобовой части винта, но и с периферии, что увеличивает объем воздуха, всасываемого винтом. Точка закрепления крыловых элементов структуры профилей на плоскости винта меняется вдоль его длины - растет, поэтому винт постепенно становится центробежным, а поток азимутально и радиально направленным, что позволяет забросить необходимый объем воздуха в расположенные на периферии двигателя компрессор высокого давления и азимутальную камеру сгорания.The vacuum created on the rear surface of the blade quadratically depends on the gas flow rate above it and therefore on its rotation speed. It is also known that in the profile lattice, the increase in the flow velocity behind it increases in proportion to the tangent of the angle by which the lattice deflects the incident initial flow, and for angles greater than 50 °, the increase in velocity exceeds its doubling and rapidly increases further. The rarefaction behind the propeller blade, which has a wing profile structure at the periphery, also grows. But at the same time, the structure of the profiles is not a lattice of profiles, since its elements are not fixed with strict regularity in different parts of the periphery of the screw or wing. When the screw is working on its periphery at the edges of the blades, where the flow rate can exceed the speed of the outer edge of the screw, a rarefaction region is formed, into which the mass is sucked, both from the front and from the side of the surface of the region, and the region operates as a mass nozzle, in wherein the flow impulse is transmitted to the suction mass. This allows you to get in a turbojet engine, implemented according to the method, the driving force with smaller dimensions (diameter) of the screw, up to sizes comparable and even smaller than the engine casing. If the distance between adjacent wing elements of the structure of the profiles is comparable with the width of the planes, then such a screw can be considered as a polyplane screw, the effectiveness of each of which, with appropriate ratios between sizes, can be higher than the efficiency of an individual wing element, and the total efficiency increases with growth them on the screw. In this case, the suction of air to the screw goes not only from the front of the screw, but also from the periphery, which increases the volume of air drawn in by the screw. The attachment point of the wing elements of the profile structure on the screw plane changes along its length - it grows, so the screw gradually becomes centrifugal, and the flow is azimuthal and radially directed, which allows you to throw the required amount of air into the high-pressure compressor and the azimuthal combustion chamber located on the periphery of the engine.
Подобный винт, установленный на входе в двигатель, представляет собой новый тип низконапорного компрессора, который:A similar screw mounted at the engine inlet is a new type of low-pressure compressor that:
- обладает малым лобовым сопротивлением входящему потоку воздуха;- has a small frontal resistance to the incoming air flow;
- имеет возможность формировать компрессируемый поток воздуха со скоростью, большей скорости внешней кромки лопаток компрессора, причем при соответствующем выполнении профилированных элементов лопастей винта и внешних неподвижных продольных пластин компрессора, вплоть до сверхзвуковых скоростей потока;- has the ability to form a compressible air flow at a speed greater than the speed of the outer edge of the compressor blades, and with the appropriate performance of the profiled elements of the screw blades and the external stationary longitudinal plates of the compressor, up to supersonic flow rates;
- обладает неявно выраженной многоступенчатостью компрессора, растущей с его длиной.- has an implicitly expressed multi-stage compressor, growing with its length.
Для повышения эффективности работы двигателя на дозвуковых и сверхзвуковых режимах на входе в двигатель, внутри его кольцевого объема, установлен лопаточно-вихревой компрессор высокого давления. В нем полезно совмещены процессы работы, характерные как для осевых, так и для центробежных машин.To increase the efficiency of the engine in subsonic and supersonic modes at the engine inlet, inside its annular volume, a high-pressure vane-vortex compressor is installed. It is useful to combine work processes characteristic of both axial and centrifugal machines.
Это качественно новый компрессор высокого давления, в котором подвижные (вращающиеся) элементы конструкции и неподвижные элементы конструкции разнесены по радиусу на разные уровни и не пересекаются, что увеличивает ремонтопригодность устройства и позволяет проводить их поузловую разборку, отладку и замену.This is a qualitatively new high-pressure compressor in which moving (rotating) structural elements and fixed structural elements are radially spaced at different levels and do not intersect, which increases the maintainability of the device and allows them to be disassembled, debugged and replaced.
При этом находящиеся на каждом уровне (подвижном или неподвижном) лопатки соседних ступеней перекрыты кольцевыми секциями профиля ротора, что исключает непосредственный проток среды между ними и необходимость установки лабиринтных уплотнений.At the same time, the blades of adjacent steps located at each level (movable or fixed) are overlapped by annular sections of the rotor profile, which eliminates the direct flow of medium between them and the need to install labyrinth seals.
Подвижные и неподвижные лопатки профилированы так, что они всякий раз изменяют азимутальное движение потока, подходящего к ним, на противоположное движение потока.The movable and fixed blades are profiled so that each time they change the azimuthal motion of the flow, suitable for them, to the opposite motion of the flow.
Между лопатками и профилированными секциями образуются свободные или силовые вихри, за счет действия которых, на участке между одними (например, подвижными лопатками) к другим (например, неподвижным лопаткам), увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.Free or force vortices are formed between the blades and the profiled sections, due to the action of which, in the area between one (for example, moving blades) to the other (for example, motionless blades), the efficiency of converting the flow velocity to pressure increases. This allows you to reduce the number of stages of the compressor to obtain the required pressure at the outlet of the device.
При этом оторванность (как подвижных, так и неподвижных лопаток) ступеней от боковой поверхности профилированных секций формирует вихревое движение потока газа в компрессоре так, что прирост скорости на каждой последующей ступени более чем вдвое может превышать азимутальную скорость внешней кромки лопастей вращающегося ротора. Все это позволяет существенно повысить эффективность компрессора.In this case, the separation (of both moving and fixed blades) of the steps from the side surface of the profiled sections forms a vortex gas flow in the compressor so that the speed increase at each subsequent step can more than double the azimuthal speed of the outer edge of the blades of a rotating rotor. All this allows you to significantly increase the efficiency of the compressor.
Лопатки последнего венца, расположенного на роторе компрессора, направлены на выходе вдоль оси ротора, и исходная азимутальная скорость потока на их выходе будет равна азимутальной составляющей внешней кромки лопаток ротора. Непосредственно за лопатками расположена кольцевая изогнутая от оси секция профиля ротора, а затем кольцевая изогнутая от оси секция профиля устройства вывода. Поэтому формируемый на выходе компрессора вихрь будет иметь азимутальную скорость, большую азимутальной скорости внешней кромки лопаток ротора, а установленный на корпусе перед камерой сгорания венец входных лопаток дополнительно корректирует скорость этого потока.The blades of the last crown located on the compressor rotor are directed at the outlet along the rotor axis, and the initial azimuthal flow velocity at their outlet will be equal to the azimuthal component of the outer edge of the rotor blades. Directly behind the blades is an annular rotor profile section bent from the axis, and then an annular profile section of the output device bent from the axis. Therefore, the vortex formed at the compressor outlet will have an azimuthal velocity greater than the azimuthal velocity of the outer edge of the rotor blades, and a crown of inlet blades mounted on the housing in front of the combustion chamber further adjusts the speed of this flow.
Поток сжатого компрессором воздуха, входящего в камеру сгорания, движется азимутально и аксиально, а скорость его азимутального движения выше скорости кромки лопаток ротора. Этим увеличивается путь, проходимый потоком газа в камере сгорания, и растет эффективность передачи в камере сгорания тепла движущемуся газу. И при этом также без потери азимутальной составляющей скорости потока, полученной при входе в кольцевую камеру сгорания, растет перепад давления между осью и периферией потока за счет его центробежного сжатия.The flow of compressed air entering the combustion chamber by the compressor moves azimuthally and axially, and its azimuthal speed is higher than the speed of the edge of the rotor blades. This increases the path traveled by the gas flow in the combustion chamber, and increases the efficiency of the transfer of heat to the moving gas in the combustion chamber. And also without loss of the azimuthal component of the flow velocity obtained at the entrance to the annular combustion chamber, the pressure drop between the axis and the periphery of the flow increases due to its centrifugal compression.
Для исключения потери давления и необходимости установки уплотнений между компрессором высокого давления и камерой сгорания камера сгорания также выполнена заедино с элементами компрессора на двух, размещенных на разных уровнях по радиусу частях. Причем одна ее часть размещена на роторе, а другая на статоре двигателя.To eliminate pressure loss and the need to install seals between the high-pressure compressor and the combustion chamber, the combustion chamber is also made together with the compressor elements on two parts located at different levels along the radius. Moreover, one part of it is placed on the rotor, and the other on the motor stator.
Азимутально и аксиально двигающийся горячий поток из камеры сгорания выводят также азимутально и аксиально, для чего на выходе может быть установлен управляемый дополнительный венец с лопатками, корректирующий угол выхода горячей струи газа из камеры сгорания относительно оси двигателя.The azimuthally and axially moving hot flow from the combustion chamber is also output azimuthally and axially, for which a controlled additional crown with blades can be installed at the output, which adjusts the angle of exit of the hot gas stream from the combustion chamber relative to the engine axis.
Возможность изменять азимутальную составляющую быстрого потока горячих газов, истекающих из камеры сгорания, позволяет изменять долю энергии потока горячего газа, вкладываемую в тягу двигателя, и долю энергии потока газа, вкладываемую во вращение ротора двигателя, и поэтому в степень сжатия входного воздуха компрессором. Это особо существенно при работе двигателя на больших высотах, когда возникает необходимость увеличить обороты двигателя и степень сжатия внешнего разреженного газа и снизить его тягу вследствие падения сопротивления среды движению аппарата.The ability to change the azimuthal component of the fast flow of hot gases flowing from the combustion chamber allows you to change the fraction of the energy of the flow of hot gas invested in the engine thrust, and the fraction of the energy of the gas flow invested in the rotation of the engine rotor, and therefore in the compression ratio of the inlet air by the compressor. This is especially important when the engine is operating at high altitudes, when there is a need to increase engine speed and the compression ratio of the external rarefied gas and reduce its thrust due to a drop in the resistance of the medium to the movement of the apparatus.
За камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков (камера передачи импульса). Она представляет собой протяженный кольцевой участок двигателя, на котором отсутствуют какие-либо лопатки. В этой камере к быстрой горячей струе газа, истекающего из камеры сгорания, идет эжекционный подсос воздуха из приосевой области ротора двигателя. Этим реализуется вариант, когда второй контур двигателя находится внутри его первого контура. Идет передача импульса и момента импульса потока из камеры сгорания потоку воздуха, дополнительно подведенному радиально от оси, из второго контура. При этом падает температура газа, подходящего к лопаткам турбины, чем снижаются требования к материалам, ее стоимость, и притом появляется возможность увеличить температуру и скорость газа истекающего из камеры сгорания. Поскольку при эжекционной передаче импульса быстрой струи газа внешнему потоку воздуха импульс и момент импульса суммарной струи сохраняются, то в результате при снижении температуры потока, набегающего на турбину, эффективность двигателя растет.Behind the combustion chamber there is an ejector mixing chamber (impulse transmission chamber). It is an extended annular section of the engine, on which there are no blades. In this chamber, an ejection air suction from the axial region of the engine rotor goes to a fast hot stream of gas flowing from the combustion chamber. This implements the option when the second motor circuit is inside its first circuit. The momentum and momentum of the stream are transferred from the combustion chamber to the air stream, additionally supplied radially from the axis, from the second circuit. In this case, the temperature of the gas approaching the turbine blades decreases, which reduces the requirements for materials, its cost, and moreover, it becomes possible to increase the temperature and speed of the gas flowing out of the combustion chamber. Since during the ejection transmission of a pulse of a fast gas jet to an external air stream, the pulse and the moment of the pulse of the total jet are retained, as a result, when the temperature of the stream incident on the turbine decreases, the engine efficiency increases.
Внешняя стенка камеры смешения потоков газа первого и второго контуров (или камеры передачи импульса) профилирована в виде сопла, при этом быстрый закрученный поток газа, истекающего из камеры сгорания, ведет себя подобно эжекторному насосу, подсасывая к себе воздух второго контура и передавая ему свой импульс. Кроме того, при этом радиальное, направленное к быстрой струе газа движение воздуха второго контура изменяется на этом сопле на аксиальное движение эжектированного потоком воздуха, что формирует дополнительную аксиальную составляющую тяги двигателя.The outer wall of the chamber for mixing the gas flows of the first and second circuits (or the pulse transmission chamber) is profiled in the form of a nozzle, while the swirling rapid flow of gas flowing from the combustion chamber behaves like an ejector pump, sucking in air of the second circuit and transmitting its momentum to it . In addition, in this case, the radial movement of the air of the second circuit directed to the fast gas stream changes at this nozzle to the axial motion of the air ejected by the flow, which forms an additional axial component of the engine thrust.
Важно, что радиус участка ротора, на котором размещены лопатки турбины, больше, чем внешний участок, на котором воздух входит в камеру сгорания. Поскольку масса, азимутальная скорость и радиус потока, набегающего на лопатки турбины, больше массы, азимутальной скорости и радиуса потока, входящего в камеру сгорания, то этим формируются положительные тяга и момент вращения вала двигателя.It is important that the radius of the rotor portion on which the turbine blades are located is larger than the outer portion where the air enters the combustion chamber. Since the mass, azimuthal speed and radius of the stream running onto the turbine blades are greater than the mass, azimuthal speed and radius of the stream entering the combustion chamber, this creates positive thrust and the moment of rotation of the engine shaft.
Поток газа после камеры передачи импульса, обладая азимутальной составляющей скорости потока газа, большей азимутальной скорости внешней кромки турбины, набегает на ее лопатки и передает свой импульс, формируя момент вращения вала двигателя. После этого газ, двигаясь вдоль лопаток турбины, все еще обладает азимутальной составляющей скорости потока, равной азимутальной скорости лопаток турбины.The gas stream after the impulse transmission chamber, having an azimuthal component of the gas flow rate greater than the azimuthal velocity of the outer edge of the turbine, runs onto its blades and transmits its momentum, forming the moment of rotation of the engine shaft. After that, the gas, moving along the turbine blades, still has an azimuthal component of the flow velocity equal to the azimuthal velocity of the turbine blades.
Эта азимутальная составляющая скорости потока срабатывается в тягу двигателя на выходном венце лопаток статора двигателя, передние кромки которых ориентированы вдоль закрученного потока газа, вытекающего из турбины, и которые разворачивают весь выходящий из двигателя поток вдоль оси. Последовательное прохождение потока газа через турбинные лопатки ротора и лопатки выходного венца статора создает условия для предотвращения помпажа двигателя.This azimuthal component of the flow velocity is triggered into the engine thrust at the output rim of the stator vanes of the engine, the leading edges of which are oriented along the swirling gas stream flowing from the turbine, and which unroll the entire stream leaving the engine along the axis. The sequential passage of the gas flow through the turbine blades of the rotor and the blades of the output crown of the stator creates conditions to prevent surging of the engine.
Отношение тяги реактивного двигателя к его мощности обратно пропорционально скорости истекающего потока. Можно сформулировать и в другом виде: отношение квадрата тяги двигателя к мощности растет пропорционально секундному расходу массы газа, отбрасываемого двигателем. Рост присоединенной массы воздуха, отбрасываемого двигателем, увеличивает его энергетическую эффективность. Поэтому реактивные (турбореактивные) двигатели делают двух- и более контурными. Но их конструкция стала сложной, что ведет и к росту стоимости и к снижению масштабов применения. В предлагаемой конструкции второй контур двигателя размещен внутри первого контура. Общее входное сечение может быть большим. Воздух второго, внутреннего, контура после винта низконапорного компрессора центробежными лопатками отбрасывается к внешней кромке ротора, а затем эжектируется к быстрой струе истекающих из камеры сгорания горячих газов, формируя и момент вращения вала, и общую тягу двигателя.The ratio of thrust of a jet engine to its power is inversely proportional to the velocity of the outflowing stream. It can also be formulated in another form: the ratio of the square of the engine thrust to power increases in proportion to the second mass flow rate of the gas thrown by the engine. The growth of the attached mass of air rejected by the engine increases its energy efficiency. Therefore, jet (turbojet) engines make two or more contour. But their design has become complicated, which leads to an increase in cost and a decrease in the scope of application. In the proposed design, the second motor circuit is located inside the first circuit. The total input section may be large. The air of the second, internal, circuit after the screw of the low-pressure compressor by centrifugal blades is discarded to the outer edge of the rotor, and then ejected to a fast stream of hot gases flowing from the combustion chamber, forming both the shaft rotation moment and the general engine thrust.
Центробежные лопатки роторной части второго контура двигателя представляют собой протяженные пластины являющиеся продолжением лопаток компрессора низкого давления на базе решетчато-структурного винта. Их действием воздух второго контура двигателя отбрасывается к внутренней стенке кольцевой камеры сгорания двигателя и затем идет в камеру передачи импульса.The centrifugal blades of the rotor part of the second circuit of the engine are extended plates that are a continuation of the blades of the low-pressure compressor based on the lattice-structural screw. By their action, the air of the second circuit of the engine is thrown to the inner wall of the annular combustion chamber of the engine and then goes to the pulse transmission chamber.
Выходной венец статора двигателя может также быть основой для крепления в его центральной части подшипникового узла и вала двигателя. Выходной венец может быть выполнен отдельным узлом, снятие которого позволяет извлечь ротор двигателя целиком.The output crown of the motor stator may also be the basis for mounting in its central part of the bearing assembly and the motor shaft. The output crown can be made a separate unit, the removal of which allows you to remove the entire engine rotor.
Передний подшипниковый узел вала может быть укреплен на вынесенных вперед плоских радиальных элементах.The front shaft bearing assembly can be mounted on forward radial flat members.
Таким образом, данное конструктивное выполнение турбореактивного двигателя позволяет повысить энергетическую эффективность и упростить его.Thus, this design of the turbojet engine allows to increase energy efficiency and simplify it.
Цели и преимущества данного изобретения будут понятны из следующего примера его осуществления и предлагаемого чертежа, на котором, изображен высокоскоростной турбореактивный двигатель с периферийной структурой профилей и компрессором высокого давления (схематически).The objectives and advantages of this invention will be clear from the following example of its implementation and the proposed drawing, which depicts a high-speed turbojet engine with a peripheral profile structure and a high pressure compressor (schematically).
На фиг. 1 схематически изображен реактивный двигатель, который включает корпус 1, в котором размещены неподвижная часть компрессора высокого давления, неподвижная часть камеры сгорания 2, включающая элементы системы питания двигателя и системы его управления. Вал 3 ротора размещен в корпусе 1 двигателя, например, на плоских радиальных направляющих 6, фиксирующих подшипники 4, ротора. Вал 3 ротора может иметь и другие точки подвеса. На валу 3 ротора размещены двухлопастные или многолопастные винты 5. Лопасти винта выполнены протяженными, содержат основную плоскость 7 и размещенную на периферии лопасти винта структуру крыловых профилей 8 с ее профилированными элементами 9 и центральную область, на периферии которой размещена кольцевая роторная часть компрессора высокого давления и кольцевая роторная часть камеры сгорания 2. Камера сгорания имеет входной венец 10 и выходной венец 11. Далее находится камера эжекторного смешения потоков (камера передачи импульса) 12. Компрессор высокого давления на его роторной части содержит профилированные кольцевые секции 13 и в их минимумах профиля венцы с лопастями 14. На части компрессора высокого давления, закрепленной на корпусе 1, внутри устройства вывода потока, размещены профилированные кольцевые секции 13 и в их максимумах профиля неподвижные венцы с лопатками 14. За камерой эжекторного смешения потоков 12 на основной плоскости 7 находится турбинная часть 15 лопаток ротора двигателя. За ней на корпусе 1 закреплен выходной венец лопаток статора двигателя 16.In FIG. 1 schematically shows a jet engine, which includes a housing 1, which houses the fixed part of the high-pressure compressor, the fixed part of the combustion chamber 2, including elements of the engine power system and its control system. The rotor shaft 3 is placed in the motor housing 1, for example, on flat radial guides 6, which fix the bearings 4 of the rotor. The rotor shaft 3 may have other suspension points. Two-bladed or multi-bladed screws 5 are placed on the rotor shaft 3. The rotor blades are extended, contain the main plane 7 and the structure of wing profiles 8 with its profiled elements 9 and a central region located on the periphery of the rotor blade and on the periphery of which there is an annular rotor part of the high-pressure compressor and annular rotor part of the combustion chamber 2. The combustion chamber has an input crown 10 and an output crown 11. Next is the chamber of ejector mixing of flows (pulse transmission chamber) 12. Compr the high-pressure quarrel on its rotor part contains profiled annular sections 13 and at their profile minima crowns with blades 14. On the part of the high-pressure compressor mounted on the housing 1, inside the flow output device, profiled annular sections 13 are placed and stationary crowns at their profile maxima with blades 14. Behind the chamber of the ejector mixing of flows 12 on the main plane 7 is the turbine part 15 of the blades of the rotor of the engine. Behind it on the housing 1 is fixed the output crown of the stator vanes of the engine 16.
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Опишем работу данного устройства на примере одного из вариантов, например, показанного на фиг.1. Вращением винта 5 на валу 3 двигателя создают скоростной напор потока воздуха, набегающего на плоскости лопастей винта 5. Структура профилей 8 из профилированных элементов 9, находящихся на периферии плоскости 7 лопастей, разворачивает набегающий поток и направляет вдоль структуры профилей 8 из профилированных элементов 9. Поскольку набегающий на плоскость винта 7 воздух после разворота профилированными элементами 9 движется полого к плоскости 7, то увеличивается скорость развернутого его потока над (за) плоскостью, причем при соответствующей геометрии профилей более чем вдвое. Существенно, что при этом идет взаимная мультипликация и усиление потоков, формируемых элементами 9 структуры профилей 8. С ростом его скорости увеличивается разрежение за лопастями винта, идет подсос к ним и ускорение массы среды, причем как с передней, так и с боковой поверхности области, омываемой вращающимся винтом 5. Существенен и еще один аспект работы винта 5. На задней поверхности плоскости лопасти 7 винта 5 скоростной поток от структуры профилей 8, отсасывая пристеночный поток на себя, предотвращает срыв пограничного слоя, чем позволяет обеспечивать его работу при больших углах атаки лопасти винта, а этим и увеличить его движущую силу.We describe the operation of this device by the example of one of the options, for example, shown in figure 1. By rotating the screw 5 on the motor shaft 3, a high-speed head of the air flow running on the plane of the blades of the screw 5 is created. The structure of the profiles 8 of the profiled elements 9 located on the periphery of the plane 7 of the blades unfolds the incoming flow and directs along the structure of the profiles 8 of the profiled elements 9. Since the air rushing onto the plane of the screw 7 after a turn by the profiled elements 9 moves hollow to the plane 7, then the speed of its unfolded flow above (behind) the plane increases, and with the corresponding her profile geometry more than doubled. It is significant that in this case there is mutual multiplication and amplification of the flows generated by elements 9 of the structure of profiles 8. With an increase in its velocity, rarefaction behind the rotor blades increases, and the mass of the medium is sucked in, both from the front and side surfaces of the region, washed by a rotary screw 5. Another aspect of the operation of the screw 5 is also significant. On the rear surface of the plane of the blade 7 of the screw 5, the high-speed flow from the structure of the profiles 8, suctioning the near-wall flow onto itself, prevents the boundary layer from breaking off, which allows This ensures its operation at large angles of attack of the rotor blades, and thereby increase its driving force.
Важно и то, что в предлагаемом винте 5 длина может быть сравнима и больше радиуса. Поэтому часть периметра винта, включающая переднюю и боковую часть винта с крыловыми элементами на ней, на которой идет подсос к нему массы с относительно небольшой входной скоростью потока, сравнима с донной торцевой частью, на которой идет сток всего потока. Устройство в этом случае представляет собой массовое сопло, и возможны режимы, когда продольная скорость потока на выходе становится сравнимой или даже большей, чем окружная скорость кромки лопасти винта.It is also important that in the proposed screw 5 the length can be comparable and larger than the radius. Therefore, the part of the perimeter of the screw, including the front and side parts of the screw with wing elements on it, on which the mass is sucked to it with a relatively low inlet flow rate, is comparable to the bottom end part, on which the drain of the entire stream flows. The device in this case is a mass nozzle, and modes are possible when the longitudinal flow rate at the outlet becomes comparable to or even greater than the peripheral velocity of the edge of the rotor blade.
На плоских радиальных направляющих 6, которые могут быть формирователями потока, и на выходном венце лопаток 16 статора двигателя размещены подшипники 4, фиксирующие вал 3 ротора. При выполнении подшипников 4 как газовых или магнитных подшипников их внешние части могут быть размещены на корпусе 1 непосредственно. При этом часть лопаток винта 5 и турбинную часть лопаток ротора 15 должны охватывать кольцевые диски с внутренними элементами подшипников 4.Bearings 4 fixing the rotor shaft 3 are placed on flat radial guides 6, which can be flow formers, and on the output crown of the blades 16 of the motor stator. When performing bearings 4 as gas or magnetic bearings, their external parts can be placed directly on the housing 1. Moreover, part of the blades of the screw 5 and the turbine part of the blades of the rotor 15 should cover the annular disks with the internal elements of the bearings 4.
Когда подобный винт 5 установлен на входе в реактивный двигатель, он является предкамерой, формирующей скоростной поток воздуха, на входе в компрессор. При этом аксиальная и азимутальная составляющие скорости потока суммируются с радиальной составляющей, формируемой центробежной частью винта.When such a screw 5 is installed at the inlet of the jet engine, it is a precamera forming a high-speed air flow at the inlet to the compressor. In this case, the axial and azimuthal components of the flow velocity are summed with the radial component formed by the centrifugal part of the screw.
За выполненным подобным образом винтом 5 перед камерой сгорания 2 размещен компрессор высокого давления. Он выполнен из двух независимых, размещенных на разных уровнях по радиусу частей. Причем часть размещена на роторе, а часть на корпусе 1 (статоре) двигателя. Обе части секционированы и каждая секция содержит профилированные кольцевые секции 13 и венцы с лопастями 14. При этом на роторной части компрессора венцы с лопастями 14 размещены в минимумах профиля ротора, а на статорной части компрессора венцы с лопастями 14 размещены в максимумах профиля внутри устройства вывода потока.Behind a screw 5 made in this way, a high pressure compressor is placed in front of the combustion chamber 2. It is made of two independent, placed at different levels along the radius of the parts. Moreover, part is located on the rotor, and part on the housing 1 (stator) of the engine. Both parts are partitioned and each section contains profiled annular sections 13 and crowns with blades 14. Moreover, crowns with blades 14 are located on the compressor rotor part at the rotor profile minima, and crowns with blades 14 are placed on the compressor stator part at the profile maxima inside the flow output device .
Подвижные элементы компрессора высокого давления и неподвижные элементы конструкции разнесены по радиусу на разные уровни и не пересекаются, что увеличивает ремонтопригодность устройства и позволяет проводить их поузловую разборку, отладку и замену. При этом находящиеся на каждом (подвижном или неподвижном уровне) лопатки 14 соседних ступеней перекрыты кольцевыми секциями профиля ротора, что исключает непосредственный проток среды между ними и необходимость установки лабиринтных уплотнений.The movable elements of the high-pressure compressor and the stationary structural elements are radially spaced at different levels and do not intersect, which increases the maintainability of the device and allows them to be disassembled, debugged and replaced. At the same time, the blades 14 of adjacent steps located at each (moving or fixed level) are blocked by annular sections of the rotor profile, which eliminates the direct flow of medium between them and the need to install labyrinth seals.
Подвижные и неподвижные лопатки 14 профилированы так, что они всякий раз изменяют азимутальное движение потока, подходящего к ним, на противоположное движение потока. Этим в области между лопатками 14 и профилированными секциями 13 создаются свободные или силовые вихри, действием которых, на участке между одними (например, подвижными лопатками) к другим (например, неподвижным лопаткам), за счет действия центробежной силы, увеличивается эффективность преобразования скорости потока в давление. Это позволяет уменьшить количество ступеней компрессора для получения необходимого давления на выходе устройства.The movable and fixed blades 14 are profiled so that each time they change the azimuthal movement of the flow, suitable for them, to the opposite movement of the flow. This creates free or force vortices in the area between the blades 14 and the profiled sections 13, the action of which, in the area between one (for example, movable blades) to the other (for example, motionless blades), due to the action of centrifugal force, increases the efficiency of converting the flow velocity into pressure. This allows you to reduce the number of stages of the compressor to obtain the required pressure at the outlet of the device.
При этом оторванность (как подвижных, так и неподвижных лопаток) ступеней от боковой поверхности профилированных секций 13 формирует движение потока газа в компрессоре таким, что прирост скорости на каждой последующей ступени более чем вдвое может превышать азимутальную скорость внешней кромки лопастей вращающегося ротора. Все это позволяет существенно повысить эффективность компрессора.At the same time, the separation (of both moving and fixed blades) of the steps from the side surface of the profiled sections 13 forms a gas flow in the compressor so that the speed increase at each subsequent step can more than double the azimuthal speed of the outer edge of the blades of the rotating rotor. All this allows you to significantly increase the efficiency of the compressor.
Лопатки последнего венца 14, расположенного на роторе компрессора, направлены на выходе вдоль оси ротора, и исходная азимутальная скорость потока на их выходе будет равна азимутальной составляющей внешней кромки лопаток ротора. Затем вначале лежит кольцевая изогнутая от оси секция 13 профиля ротора, а затем кольцевая изогнутая от оси секция профиля 13, расположенная на статоре компрессора и на корпусе 1 двигателя.The blades of the last crown 14, located on the compressor rotor, are directed at the outlet along the axis of the rotor, and the initial azimuthal flow velocity at their outlet will be equal to the azimuthal component of the outer edge of the rotor blades. Then at first lies an annular rotor profile section 13 curved from the axis, and then an annular profile 13 section curved from the axis, located on the compressor stator and on the motor housing 1.
Поэтому формируемый компрессором вихрь будет иметь азимутальную скорость, большую азимутальной скорости внешней кромки лопаток ротора, и установленные на корпусе перед камерой сгорания 12 входные лопатки 10 лишь корректируют его скорость.Therefore, the vortex formed by the compressor will have an azimuthal velocity greater than the azimuthal velocity of the outer edge of the rotor blades, and the input vanes 10 installed on the housing in front of the combustion chamber 12 only correct its speed.
В результате поток воздуха после лопаток венца 4 в кольцевой и азимутальной камере сгорания 2 движется уже азимутально, причем угловая скорость азимутального движения потока может быть выше угловой скорости движения внешней кромки лопастей винта 5 и турбины 16. За счет этого увеличивается путь потока в камере сгорания и эффективность передачи ему тепла, выделяющегося в камере сгорания. Кроме того, растет перепад давления между приосевой областью и периферией без потери азимутальной составляющей скорости, полученной при входе в кольцевую камеру сгорания 2.As a result, the air flow after the blades of the crown 4 in the annular and azimuthal combustion chamber 2 moves already azimuthally, and the angular velocity of the azimuthal flow can be higher than the angular velocity of the outer edge of the blades of the screw 5 and turbine 16. This increases the flow path in the combustion chamber and the efficiency of transferring to him the heat released in the combustion chamber. In addition, the pressure drop between the axial region and the periphery increases without loss of the azimuthal velocity component obtained at the entrance to the annular combustion chamber 2.
Возможна реализация камеры сгорания, содержащей на выходе венец сопловой решетки профилей 11, наклон которых управляем. В этом случае поток газа, выходя из камеры сгорания 2, имеет азимутальный импульс, который срабатывается в момент радиальной турбины, и аксиальный импульс, формирующий тягу двигателя.It is possible to realize a combustion chamber containing, at the outlet, a crown of the nozzle array of profiles 11, the inclination of which is controllable. In this case, the gas flow leaving the combustion chamber 2 has an azimuthal pulse, which is triggered at the moment of the radial turbine, and an axial pulse forming the engine thrust.
За камерой сгорания 2 размещена камера эжекторного смешения потоков 12. Она представляет собой протяженный кольцевой участок двигателя, на котором отсутствуют какие-либо лопатки. В этой камере быстрая горячая струя газа истекающего воздуха из камеры сгорания 2 создает эжекционный подсос воздуха из приосевой области ротора двигателя. Идет передача импульса и момента импульса дополнительно подведенному радиально от оси потоку воздуха. Важно, что при эжекционной передаче импульса струи газа внешнему потоку воздуха импульс и момент импульса исходной струи сохраняются. При этом падает температура газа, подходящего к лопаткам турбины, что резко снижает конструкционные требования к прочности и жаростойкости материалов. Скорости потока, вращающего турбину 15, при соответствующих соотношениях потоков контуров остаются достаточными для формирования момента вала. Важно, что радиус участка ротора, на котором размещены лопатки турбины 15, больше, чем внешний участок, на котором воздух входит в камеру сгорания. Поскольку масса, азимутальная скорость и радиус потока, набегающего на лопатки турбины, больше массы, азимутальной скорости и радиуса потока входящего в камеру сгорания, то формируется положительные тяга и момент вращения вала двигателя. Оставшаяся за турбиной 15 азимутальная составляющая скорости потока срабатывается в тягу двигателя на выходном венце лопаток 16 статора двигателя, передние кромки которых ориентированы вдоль закрученного потока газа, вытекающего из турбины, и которые разворачивают выходящий из двигателя поток вдоль оси. Последовательное прохождение потока газа через турбинные лопатки ротора 15 и лопатки выходного венца статора 16 создает условия предотвращения помпажа двигателя.Behind the combustion chamber 2 there is an ejector mixing chamber for flows 12. It is an extended annular section of the engine on which there are no blades. In this chamber, a fast hot stream of gas flowing out of the combustion chamber 2 creates an ejection air intake from the axial region of the engine rotor. There is a transfer of momentum and angular momentum to an additional air flow radially from the axis. It is important that during the ejection transmission of a pulse of a gas jet to an external air stream, the pulse and angular momentum of the initial jet are preserved. In this case, the temperature of the gas approaching the turbine blades drops, which sharply reduces the structural requirements for the strength and heat resistance of materials. The velocities of the stream rotating the turbine 15, with the corresponding ratios of the flow of the circuits, remain sufficient for the formation of the shaft moment. It is important that the radius of the rotor portion on which the blades of the turbine 15 are located is larger than the outer portion where the air enters the combustion chamber. Since the mass, azimuthal speed and radius of the stream running onto the turbine blades are greater than the mass, azimuthal speed and radius of the stream entering the combustion chamber, positive thrust and the moment of rotation of the engine shaft are formed. The azimuthal component of the flow rate remaining behind the turbine 15 is triggered into the engine thrust at the output rim of the blades 16 of the engine stator, the leading edges of which are oriented along the swirling gas stream flowing from the turbine, and which rotate the stream leaving the engine along the axis. The sequential passage of the gas flow through the turbine blades of the rotor 15 and the blades of the output crown of the stator 16 creates the conditions for preventing surging of the engine.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012130948/06A RU2557830C2 (en) | 2012-07-20 | 2012-07-20 | Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012130948/06A RU2557830C2 (en) | 2012-07-20 | 2012-07-20 | Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012130948A RU2012130948A (en) | 2014-01-27 |
| RU2557830C2 true RU2557830C2 (en) | 2015-07-27 |
Family
ID=49956916
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012130948/06A RU2557830C2 (en) | 2012-07-20 | 2012-07-20 | Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2557830C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB630747A (en) * | 1947-07-09 | 1949-10-20 | George Stanley Taylor | Improvements in or relating to multi-stage axial-flow compressors |
| RU2044906C1 (en) * | 1993-05-12 | 1995-09-27 | Анатолий Михайлович Рахмаилов | Method of converting heat into mechanical work in gas- turbine engine and gas-turbine engine |
| RU2424439C1 (en) * | 2010-01-11 | 2011-07-20 | Владимир Леонидович Письменный | Method for protecting turboejector engine against stall |
| RU2436987C1 (en) * | 2010-04-21 | 2011-12-20 | Юрий Васильевич Дробышевский | Method for creating driving force for movement of transport vehicle and jet engine for its implementation |
-
2012
- 2012-07-20 RU RU2012130948/06A patent/RU2557830C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB630747A (en) * | 1947-07-09 | 1949-10-20 | George Stanley Taylor | Improvements in or relating to multi-stage axial-flow compressors |
| RU2044906C1 (en) * | 1993-05-12 | 1995-09-27 | Анатолий Михайлович Рахмаилов | Method of converting heat into mechanical work in gas- turbine engine and gas-turbine engine |
| RU2424439C1 (en) * | 2010-01-11 | 2011-07-20 | Владимир Леонидович Письменный | Method for protecting turboejector engine against stall |
| RU2436987C1 (en) * | 2010-04-21 | 2011-12-20 | Юрий Васильевич Дробышевский | Method for creating driving force for movement of transport vehicle and jet engine for its implementation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012130948A (en) | 2014-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7334990B2 (en) | Supersonic compressor | |
| JP6360063B2 (en) | Unducted thrust generation system | |
| US6195983B1 (en) | Leaned and swept fan outlet guide vanes | |
| EP2520763B1 (en) | Impeller | |
| JP5802380B2 (en) | Multistage fan | |
| US3494129A (en) | Fluid compressors and turbofan engines employing same | |
| EP2333238A2 (en) | Gas turbine engine with outer fans | |
| EP2955361A1 (en) | Geared turbofan with improved spinner | |
| JP6378736B2 (en) | Compression cowl for jet engine exhaust | |
| EP3066304B1 (en) | Axial fluid machine and method for power extraction | |
| CN108952823B (en) | Method and system for leading edge auxiliary blade | |
| EP2933461A1 (en) | Propulsion engine | |
| US10385871B2 (en) | Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes | |
| JPH0681883B2 (en) | Gas turbine engine having a power turbine with counter-rotating rotor | |
| US20180094582A1 (en) | Turbofan engine for a civil supersonic aircraft | |
| US10519976B2 (en) | Fluid diodes with ridges to control boundary layer in axial compressor stator vane | |
| CA2964988C (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
| JP2017036724A (en) | Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching | |
| US11002141B2 (en) | Method and system for leading edge auxiliary turbine vanes | |
| US20030210980A1 (en) | Supersonic compressor | |
| RU2557830C2 (en) | Creation of propulsive force for aircraft displacement and turbojet to this end | |
| CN115807710A (en) | Inlet for ductless propulsion system | |
| WO2014163708A2 (en) | Rotor noise suppression | |
| RU2436987C1 (en) | Method for creating driving force for movement of transport vehicle and jet engine for its implementation | |
| CN116457560A (en) | Aviation propulsion system with improved propulsion efficiency |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160721 |