RU2663440C1 - Unboosted turbojet engine - Google Patents

Unboosted turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2663440C1
RU2663440C1 RU2017128320A RU2017128320A RU2663440C1 RU 2663440 C1 RU2663440 C1 RU 2663440C1 RU 2017128320 A RU2017128320 A RU 2017128320A RU 2017128320 A RU2017128320 A RU 2017128320A RU 2663440 C1 RU2663440 C1 RU 2663440C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
mixed gas
exhaust nozzle
channel
circuit
fan
Prior art date
Application number
RU2017128320A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Петрович Куница
Тимур Маматкулович Ланевский
Андрей Владимирович Попарецкий
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017128320A priority Critical patent/RU2663440C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2663440C1 publication Critical patent/RU2663440C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: motors and pumps.SUBSTANCE: invention relates to the gas turbine engines intended for long-term operation on the subsonic stealthy aircraft. Unboosted turbojet engine includes gas generator, fan connected to the low pressure turbine, internal circuit path, connected to the fan last stage and to the high pressure compressor, external circuit path, connected to the fan last stage and to the mixer. Third circuit path is connected to the third circuit path exhaust nozzle. Mixer is made with nonadjustable areas. Downstream of mixer, the thrust reverser module is coaxially installed, deflecting the mixed gas flow by the angle of more than 90° from the gas flow direction. Downstream of the thrust reverser module the mixed gas flat exhaust nozzle with curved channel is installed, on which walls inner surface the radar absorbing coating is applied. Mixed gas exhaust nozzle with the thrust vector control has the critical and output cross sections adjustable areas. Third circuit path is connected to the fan intermediate stage by the input, and is equipped with the air bypass valve unit. Downstream of the fan the third circuit path in the cross section is the ring, in the propulsion units box cross section are two flattened branch pipes on the engine side surface with streamlined cutouts for the engine front support, in the thrust reverser module cross section are two flattened branch pipes on the engine side surface with streamlined cutouts for the engine rear support, in the mixed gas exhaust nozzle cross sections is the surface distant from the visible from the rear hemisphere exhaust nozzle walls.EFFECT: invention allows to reduce the specific fuel consumption with the structure minimum weight, improve the aircraft maneuverability, and reduce the aircraft visibility level in the rear hemisphere.10 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате типа «летающее крыло», снабженным каналом третьего контура, плоским управляемым выхлопным соплом и устройством реверса тяги с возможностью несимметричного отклонения вектора тяги в полете.The invention relates to gas turbine engines for aviation applications, designed for continuous operation on a subsonic stealth flying-wing type aircraft equipped with a third-circuit channel, a flat controllable exhaust nozzle and a thrust reverser with the possibility of asymmetric deviation of the thrust vector in flight.

Известен турбореактивный двигатель, включающий газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный входом с последней ступенью вентилятора, а выходом - с компрессором высокого давления, канал наружного контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом внутреннего контура и соединенный входом с последней ступенью вентилятора и выходом в обход газогенератора со смесителем потоков газа внутреннего и наружного контуров, расположенным за турбиной низкого давления, при этом после смесителя расположено выхлопное сопло смешанного газа, канал третьего контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом наружного контура и соединенный выходом с выхлопным соплом канала третьего контура, размещенным вокруг выхлопного сопла смешанного газа, переднюю и заднюю опоры (патент US 2007/0000232 от 04.01.2007 - прототип).A turbojet engine is known, including a gas generator, a fan connected to a low-pressure turbine, an internal circuit channel connected by an input to the last fan stage, and an output - a high-pressure compressor, an external circuit channel located coaxially and radially higher above the internal circuit channel and connected by an input with the last stage of the fan and exit to the gas generator with a gas flow mixer of internal and external circuits located behind the low pressure turbine, next to the mixer, there is a mixed gas exhaust nozzle, a third circuit channel located coaxially and radially higher above the external circuit channel and connected by the output to a third circuit channel exhaust nozzle located around the mixed gas exhaust nozzle, front and rear supports (patent US 2007/0000232 from 04.01 .2007 - prototype).

Недостатком известного турбореактивного двигателя является усложненная система регулирования расхода воздуха через канал внутреннего и наружного контуров, включающая двухъярусную рабочую лопатку первой ступени компрессора высокого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом каждого из контуров с приводом механизации, размещенным в обечайке разделителя потока промежуточного корпуса, и регулируемый смеситель потоков газа внутреннего и наружного контуров, что приводит к увеличению массы конструкции, снижению надежности ее работы, увеличению гидравлического сопротивления промежуточного корпуса в случае неудачной компоновки привода механизации в ограниченном пространстве обечайки разделителя потока промежуточного корпуса. Дополнительным недостатком турбореактивного двигателя является отсутствие управляемого вектора тяги выхлопного сопла и отсутствие реверса тяги, в том числе, с возможностью несимметричного отклонения вектора тяги, что ограничивает маневренные возможности летательного аппарата и увеличивает длину пробега при посадке.A disadvantage of the known turbojet engine is a complicated system for controlling the air flow through the channel of the internal and external circuits, including a two-tier working blade of the first stage of the high pressure compressor with an adjustable inlet guide apparatus of each of the circuits with a mechanization drive located in the shell of the flow separator of the intermediate casing, and an adjustable flow mixer gas of internal and external circuits, which leads to an increase in the mass of the structure, a decrease in reliability its work, to increase the hydraulic resistance of the intermediate housing in the event of an unsuccessful arrangement of the mechanization drive in the limited space of the shell of the flow separator of the intermediate housing. An additional disadvantage of a turbojet engine is the lack of a controlled thrust vector of the exhaust nozzle and the absence of thrust reversal, including the possibility of asymmetric thrust vector deviation, which limits the maneuverability of the aircraft and increases the mean free path during landing.

Задачей предложенного изобретения является снижение удельного расхода топлива при минимальной массе конструкции бесфорсажного турбореактивного двигателя, повышение маневренных качеств летательного аппарата и снижение уровня заметности летательного аппарата с бесфорсажным турбореактивным двигателем в задней полусфере.The objective of the proposed invention is to reduce specific fuel consumption with a minimum mass of the design of an afterburner turbojet engine, increase the maneuverability of an aircraft and reduce the visibility of an aircraft with an afterburner turbojet in the rear hemisphere.

Техническим результатом, достигаемым при реализации предлагаемого изобретения, является создание бесфорсажного турбореактивного двигателя с регулируемым отбором воздуха в канал третьего контура из-за одной из промежуточных ступеней вентилятора с минимальными гидравлическими потерями, с последующей подачей воздуха третьего контура в область выхлопного сопла для охлаждения его стенок, с модулем реверса тяги, отклоняющим поток смешанного газа канала наружного и внутреннего контуров с возможностью несимметричного отклонения вектора тяги в направлении движения летательного аппарата в полете, с плоским выхлопным соплом смешанного газа, имеющего канал изогнутой, например, U-образной формы, с нанесенным на внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок радиопоглощающим покрытием, регулируемой площадью критического и выходного сечения и отклоняем вектором тяги.The technical result achieved by the implementation of the present invention is the creation of an afterburner turbojet engine with adjustable air intake into the channel of the third circuit due to one of the intermediate stages of the fan with minimal hydraulic losses, followed by the supply of air of the third circuit to the region of the exhaust nozzle to cool its walls, with a thrust reverse module deflecting the mixed gas flow of the channel of the external and internal circuits with the possibility of asymmetric vector deviation thrust in the direction of movement of the aircraft in flight, with a flat exhaust nozzle of a mixed gas having a bent channel, for example, U-shaped, with a radar absorbing coating applied to the inner surface of the upper, lower and side walls, adjustable by the critical and exit section area and rejected by the vector traction.

Указанный технический результат достигается тем, что бесфорсажный турбореактивный двигатель, включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом внутреннего контура и соединенный входом с последней ступенью вентилятора и выходом в обход газогенератора со смесителем потоков газа внутреннего и наружного контуров, расположенным за турбиной низкого давления, при этом после смесителя расположено выхлопное сопло смешанного газа, канал третьего контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом наружного контура и соединенный выходом с выхлопным соплом канала третьего контура, размещенным вокруг выхлопного сопла смешанного газа, переднюю и заднюю опоры, согласно предложению смеситель выполнен с нерегулируемыми площадями каналов внутреннего и наружного контуров на срезе смесителя, за смесителем соосно установлен модуль реверса тяги, выполненный с возможностью отклонения потока смешанного газа на угол более 90° от направления струи газового потока, за модулем реверса тяги установлено плоское выхлопное сопло смешанного газа, имеющее канал изогнутой формы, на внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок которого нанесено радиопоглощающее покрытие, при этом выхлопное сопло смешанного газа с отклоняемым вектором тяги имеет регулируемые площади критического и выходного сечений, канал третьего контура входом соединен с промежуточной ступенью вентилятора и снабжен клапанным узлом перепуска воздуха, при этом канал третьего контура в сечении за вентилятором представляет собой кольцо, в сечении коробки двигательных агрегатов представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для передней опоры двигателя, в сечении модуля реверса тяги представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для задней опоры двигателя, в сечениях выхлопного сопла смешанного газа представляет собой поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней, нижней и боковых стенок выхлопного сопла смешанного газа.The specified technical result is achieved in that the afterburner turbojet engine includes a gas generator, a fan connected to a low pressure turbine, an internal circuit channel connected to the last stage of the fan and a high pressure compressor, an external circuit channel located coaxially and radially higher above the internal circuit channel and connected by an input to the last stage of the fan and bypassing the gas generator with a gas flow mixer of internal and external circuits located and a low-pressure turbine, wherein after the mixer there is a mixed gas exhaust nozzle, a third circuit channel located coaxially and radially higher above the external circuit channel and connected by an output to a third circuit channel exhaust nozzle located around the mixed gas exhaust nozzle, front and rear supports, according to the proposal, the mixer is made with unregulated areas of the channels of the internal and external circuits at the cut of the mixer; behind the mixer, the thrust reverse module is coaxially mounted, made with the possible with a deviation of the mixed gas stream by an angle of more than 90 ° from the direction of the gas stream stream, a flat exhaust nozzle of a mixed gas having a curved channel is installed behind the thrust reverser module, a radar absorbing coating is applied to the inner surface of the upper, lower, and side walls, while the exhaust nozzle the mixed gas with a deviated thrust vector has adjustable critical and output cross-sectional areas, the channel of the third circuit is connected to the intermediate stage of the fan by an input and is equipped with a valve assembly air bypass, while the channel of the third circuit in the section behind the fan is a ring, in the section of the box of motor units is two flattened nozzles running along the side surface of the engine with streamlined cutouts for the front engine mount, in the section of the thrust reverser module is two flattened nozzles going along the side surface of the engine with streamlined cutouts for the rear engine mount, in sections of the exhaust nozzle of the mixed gas is a surface spaced from coming from the rear hemisphere of the upper, lower and side walls of the mixed gas exhaust nozzle.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором выхлопное сопло смешанного газа снабжено сквозными отверстиями, расположенными под поверхностью, отстоящей от видимых из задней полусферы стенок выхлопного сопла смешанного газа под тупым углом к направлению струи газового потока.An afterburning turbojet engine in which the mixed gas exhaust nozzle is provided with through holes located below a surface spaced from the walls of the mixed gas exhaust nozzle visible from the rear hemisphere at an obtuse angle to the direction of the gas stream stream.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором соотношение площади проходного сечения канала третьего контура к минимальной площади сечения канала третьего контура, расположенной в области выхлопного сопла смешанного газа находится в диапазоне 1,1-1,8.An afterburning turbojet engine in which the ratio of the area of the passage section of the channel of the third circuit to the minimum sectional area of the channel of the third circuit located in the region of the exhaust nozzle of the mixed gas is in the range 1.1-1.8.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором канал третьего контура в сечении от коробки двигательных агрегатов до сечения модуля реверса тяги представляет собой разрезное кольцо, расположенное разрезом вверх симметрично вертикальной плоскости с соотношением площади разрезного кольца к площади кольца в сечении за вентилятором равным 3/5-3/4.An afterburning turbojet engine, in which the channel of the third circuit in the section from the engine assembly box to the section of the thrust reverser module is a split ring located upside down symmetrically to the vertical plane with the ratio of the split ring area to the ring area in the section behind the fan equal to 3 / 5-3 / four.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором модуль реверса тяги имеет верхний и нижний каналы отвода смешанного газа, при этом соотношение минимальной площади проходного сечения верхнего или нижнего канала отвода газа модуля реверса тяги к площади критического сечения выхлопного сопла смешанного газа находится в диапазоне 0,6-0,85.An afterburner turbojet engine in which the thrust reversal module has upper and lower mixed gas exhaust channels, while the ratio of the minimum passage area of the upper or lower gas exhaust channel of the thrust reversal module to the critical section area of the mixed gas exhaust nozzle is in the range 0.6-0 , 85.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором модуль реверса тяги имеет отклоняющие решетки, расположенные за смесителем на верхней и нижней поверхности корпуса наружного контура.An afterburning turbojet engine in which the thrust reverser module has deflecting grids located behind the mixer on the upper and lower surfaces of the outer loop housing.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором отклоняющие решетки модуля реверса тяги выполнены с возможностью независимого открывания.An afterburning turbojet engine in which the deflecting grids of the thrust reverser module are independently openable.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором отклоняющие решетки модуля реверса тяги расположены под углом 20-40° от вертикальной плоскости двигателя.An afterburning turbojet engine in which the deflecting grids of the thrust reverser module are located at an angle of 20-40 ° from the vertical plane of the engine.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором задняя опора двигателя расположена перед или после отклоняющей решетки модуля реверса тяги снизу или сверху в вертикальной плоскости симметрии двигателя.An afterburning turbojet engine in which the rear engine mount is located in front of or after the deflecting grid of the thrust reverser module from below or above in the vertical plane of symmetry of the engine.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором вектор тяги выхлопного сопла смешанного газа отклоняется в вертикальной плоскости на угол не менее 12°.An afterburning turbojet engine in which the thrust vector of the mixed gas exhaust nozzle is deflected in a vertical plane by an angle of at least 12 °.

Канал третьего контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом наружного контура и соединенный выходом с выхлопным соплом канала третьего контура, размещенным вокруг выхлопного сопла смешанного газа, позволяет на режимах работы двигателя, характеризуемых пониженной частотой вращения роторов, перепустить избыточную для поддержания работоспособности двигателя часть воздуха из-за ступени вентилятора в выхлопное сопло канала третьего контура. Такой перепуск воздуха позволяет снизить гидравлическое сопротивление воздухозаборника и выхлопных сопел, что снижает удельный расход топлива.The channel of the third circuit, located coaxially and radially higher above the channel of the external circuit and connected by the output to the exhaust nozzle of the channel of the third circuit, placed around the exhaust nozzle of the mixed gas, allows the engine air modes, characterized by a reduced rotor speed, to restart the excess part of the air to maintain engine operability due to the fan stage in the exhaust nozzle of the third circuit channel. Such air bypass allows to reduce the hydraulic resistance of the air intake and exhaust nozzles, which reduces the specific fuel consumption.

Смеситель, выполненный с нерегулируемыми площадями каналов внутреннего и наружного контуров на срезе смесителя, при допустимом уровне упрощения программы регулирования двигателя, позволяет уменьшить массу и габаритные размеры смесителя и повысить надежность ее работы из-за отсутствия механизма привода регулирования смесителя.The mixer, made with unregulated areas of the channels of the internal and external circuits at the cut of the mixer, at an acceptable level of simplification of the engine control program, allows to reduce the weight and overall dimensions of the mixer and increase the reliability of its operation due to the absence of a mixer control drive mechanism.

Модуль реверса тяги, выполненный с возможностью отклонения потока смешанного газа на угол более 90° от направления струи газового потока, установленный за смесителем, позволяет отклонить весь имеющийся поток смешанных газов, увеличивая величину реверсивной тяги, что увеличивает маневренные возможности летательного аппарата и снижает длину пробега при посадке.The thrust reverser module, which is capable of deflecting the mixed gas flow by an angle of more than 90 ° from the direction of the gas flow jet, installed behind the mixer, allows you to deflect the entire existing mixed gas flow, increasing the amount of reverse thrust, which increases the maneuverability of the aircraft and reduces the mean free path landing.

За модулем реверса тяги установлено плоское выхлопное сопло смешанного газа, имеющее канал изогнутой формы, на внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок которого нанесено радиопоглощающее покрытие, при этом выхлопное сопло смешанного газа имеет регулируемые площади критического и выходного сечений с отклоняемым вектором тяги. Канал изогнутой формы с нанесенным на внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок радиопоглощающим покрытие позволяет снизить уровень радиолокационной заметности летательного аппарата в задней полусфере.Behind the thrust reverser module, a flat mixed gas exhaust nozzle having a curved channel is installed on the inner surface of the upper, lower, and side walls of which a radar absorbing coating is applied, while the mixed gas exhaust nozzle has adjustable critical and exit cross-sectional areas with a thrust vector being deflected. A curved channel with a radar absorbing coating deposited on the inner surface of the upper, lower and side walls allows to reduce the level of radar visibility of the aircraft in the rear hemisphere.

Изменение площади критического сечения позволяет для бесфорсажного турбореактивного двигателя регулировать линию рабочего режима вентилятора, что позволяет ожидать снижение удельного расхода топлива при усложнении программы регулирования двигателя.Changing the critical cross-sectional area allows you to adjust the fan operating line for an afterburner turbojet engine, which allows you to expect a decrease in specific fuel consumption while complicating the engine control program.

Изменение площади выходного сечения позволяет эффективно сработать имеющийся перепад полного давления газового потока, особенно, на высотных режимах полета с низким уровнем атмосферного давления, характеризуемых высокой потребной степенью расширения газа в выхлопном сопле, что приводит к снижению удельного расхода топлива.Changing the outlet cross-sectional area allows you to effectively work the existing differential pressure of the gas stream, especially at high-altitude flight conditions with a low level of atmospheric pressure, characterized by a high required degree of expansion of the gas in the exhaust nozzle, which leads to a decrease in specific fuel consumption.

Отклоняемый вектор тяги повышает маневренные качества летательного аппарата.The deviated thrust vector increases the maneuverability of the aircraft.

Канал третьего контура входом соединенный с промежуточной ступенью вентилятора и снабженный клапанным узлом перепуска воздуха, позволяет регулировать количество перепускаемого из-за вентилятора воздуха, в том числе, спрямлять закрученный поток воздуха из-за ступени вентилятора со снижением гидравлических потерь в канале.The channel of the third circuit with an input connected to the intermediate stage of the fan and equipped with an air bypass valve assembly allows you to adjust the amount of air bypassed by the fan, including straightening the swirling air flow due to the fan stage with a decrease in hydraulic losses in the channel.

Канал третьего контура в сечении за вентилятором представляет собой кольцо, в сечении коробки двигательных агрегатов представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для передней опоры двигателя, в сечении модуля реверса тяги представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для задней опоры двигателя, в сечениях выхлопного сопла смешанного газа представляет собой поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней, нижней и боковых стенок выхлопного сопла смешанного газа. Кольцевое сечение канала третьего контура позволяет избежать неравномерности на выходе из-за ступени вентилятора, что положительно влияет на устойчивость работы вентилятора, повышает его коэффициент полезного действия, соответственно снижает удельный расхода топлива и повышает прочностные и надежностные показатели работы вентилятора. Два уплощенных патрубка в сечении коробки двигательных агрегатов, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для передней опоры двигателя, а в сечении модуля реверса тяги представляющих собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для задней опоры двигателя позволяют конструктивно обойти крупные элементы двигателя: коробку двигательных и самолетных агрегатов, блоки управления, элементы механизации узлов двигателя, модуль реверса тяги переднюю и заднюю подвески двигателя. В сечениях выхлопного сопла смешанного газа канал третьего контура представляет собой поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней, нижней и боковых стенок выхлопного сопла смешанного газа, что позволяет скрыть прямую видимость горячих частей бесфорсажного турбореактивного двигателя со снижением уровня теплового излучения в заднюю полусферу.The channel of the third circuit in the section behind the fan is a ring, in the section of the box of motor units it is two flattened pipes running along the side surface of the engine with streamlined cutouts for the front engine mount, in the section of the thrust reverser module it is two flattened pipes running along the side surface engine with streamlined cutouts for the rear engine mount, in the cross sections of the exhaust nozzle of the mixed gas is a surface separated from visible from the rear hemisphere in rhney, bottom and side walls of the exhaust nozzle of the mixed gas. The annular cross section of the channel of the third circuit allows you to avoid unevenness at the outlet due to the fan stage, which positively affects the stability of the fan, increases its efficiency, accordingly reduces specific fuel consumption and increases the strength and reliability of the fan. Two flattened nozzles in the section of the box of motor units running along the lateral surface of the engine with streamlined cutouts for the front engine mounts, and in the section of the thrust reverser module, which are two flattened nozzles running on the side surface of the engine with streamlined cutouts for the rear engine mounts engine elements: a box of engine and aircraft units, control units, mechanization elements of engine components, thrust reverser module, front and rear engine suspensions gatel. In the cross sections of the mixed gas exhaust nozzle, the channel of the third circuit is the surface that is separated from the upper, lower, and side walls of the mixed gas exhaust nozzle visible from the rear hemisphere, which makes it possible to hide the direct visibility of the hot parts of the afterburner turbojet engine with a decrease in the level of thermal radiation into the rear hemisphere.

Снабжение выхлопного сопла смешанного газа сквозными отверстиями, расположенными под поверхностью, отстоящей от видимых из задней полусферы стенок выхлопного сопла смешанного газа под тупым углом к направлению струи газового потока позволяет подавать тонким слоем воздух из канала третьего контура на внутреннюю поверхность видимых из задней полусферы стенок выхлопного сопла интенсивно, снижая температурный уровень теплового излучения в заднюю полусферу.The supply of the mixed gas exhaust nozzle through holes located below the surface spaced from the walls of the mixed gas exhaust nozzle visible from the rear hemisphere at an obtuse angle to the direction of the gas stream stream allows a thin layer of air from the third circuit channel to be supplied to the inner surface of the walls of the exhaust nozzle visible from the rear hemisphere intensively, reducing the temperature level of thermal radiation in the rear hemisphere.

Выбранное соотношение площади проходного сечения канала третьего контура к минимальной площади сечения канала третьего контура, расположенного в области выхлопного сопла смешанного газа, в диапазоне 1,1-1,8 позволяет плавно уменьшать площадь сечения канала в сторону выхода с поддержанием минимального уровня гидравлического сопротивления и со снижением удельного расхода топлива.The selected ratio of the cross-sectional area of the channel of the third circuit to the minimum cross-sectional area of the channel of the third circuit located in the exhaust nozzle region of the mixed gas in the range 1.1-1.8 allows you to smoothly reduce the cross-sectional area of the channel towards the outlet, while maintaining a minimum level of hydraulic resistance lower specific fuel consumption.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель, в котором канал третьего контура в сечении от коробки двигательных агрегатов до сечения модуля реверса тяги представляет собой разрезное кольцо, расположенное разрезом вверх симметрично вертикальной плоскости с соотношением площади разрезного кольца к площади кольца в сечении за вентилятором, равным 3/5-3/4, позволяет уменьшить габаритный диаметр канала третьего контура и создать более равномерное по сравнению с течением в канале третьего контура, образованном уплощенными патрубками, поле течения воздушного потока, и при этом ограничивает доступную поверхность наружного контура для расположения крупных элементов двигателя.An afterburned turbojet engine in which the third-circuit channel in the section from the engine assembly box to the section of the thrust reverser module is a split ring located cut upward symmetrically to a vertical plane with the ratio of the split ring area to the ring area in the section behind the fan equal to 3 / 5-3 / 4, allows to reduce the overall diameter of the channel of the third circuit and to create a more uniform field compared to the flow in the channel of the third circuit formed by flattened nozzles I airflow, and thus limits the accessible surface of the outer contour of location of large engine components.

Модуль реверса тяги с соотношением минимальной площади проходного сечения верхнего или нижнего канала отвода газа к площади критического сечения выхлопного сопла смешанного газа, находящемся в диапазоне 0,6-0,85, позволяет пропустить подавляющее количество смешанного газа через проходное сечение канала отвода газа, что увеличивает маневренные возможности летательного аппарата при прочностных ограничениях на максимальную площадь проходного сечения.The thrust reversal module with the ratio of the minimum passage area of the upper or lower gas exhaust channel to the critical section area of the mixed gas exhaust nozzle in the range 0.6-0.85 allows the overwhelming amount of mixed gas to pass through the gas supply channel passage section, which increases maneuverable capabilities of the aircraft with strength restrictions on the maximum area of the passage section.

Наличие у модуля реверса тяги отклоняющих решеток, расположенных за смесителем на верхней и нижней поверхности корпуса наружного контура, в том числе выполненных с возможностью независимого открывания, в том числе расположенных под углом 20-40° от вертикальной плоскости двигателя, позволяет конструктивно реализовать отклонение потока смешанных газов. В том числе при независимом открывании отклоняющих решеток реализуется возможность отклонения вектора реверсивной тяги с повышением маневренности летательного аппарата. Расположение отклоняющих решеток под углом 20-40° от вертикальной плоскости для двухдвигательного летательного аппарата при несимметричном отклонении решеток позволяет получить боковую составляющую реверсивной тяги и увеличить маневренные возможности летательного аппарата или крестообразный вектор тяги у однодвигательного летательного аппарата при количестве отклоняющих решеток, пропорциональном четырем, что также увеличивает маневренные возможности летательного аппарата.The presence of a thrust reverser module of deflecting gratings located behind the mixer on the upper and lower surfaces of the outer contour body, including those that can be independently opened, including those located at an angle of 20–40 ° from the vertical plane of the engine, allows the deviation of mixed flows to be realized constructively gases. Including the independent opening of the deflecting grids, the possibility of deflecting the vector of reverse thrust with increasing maneuverability of the aircraft is realized. The location of the deflecting grids at an angle of 20-40 ° from the vertical plane for a twin-engine aircraft with asymmetric deflection of the grids allows to obtain the lateral component of the reverse thrust and increase the maneuverability of the aircraft or the cross-shaped thrust vector of a single-engine aircraft with the number of deflecting grids proportional to four, which also increases the maneuverability of the aircraft.

Задняя опора двигателя, расположенная перед или после отклоняющей решетки модуля реверса тяги снизу или сверху в вертикальной плоскости симметрии двигателя, позволяет закрепить двигатель к летательному аппарату при помощи жесткого наружного корпуса с минимальным расстоянием для передачи усилия на летательный аппарат, со снижением массы конструкции и габаритного диаметра задней опоры, без пересечения корпуса канала третьего контура и без увеличения в нем гидравлического сопротивления течению воздушного потока.The rear engine mount, located in front of or after the deflecting grate of the thrust reverser module from the bottom or top in the vertical plane of symmetry of the engine, allows the engine to be fixed to the aircraft using a rigid outer casing with a minimum distance for transmitting force to the aircraft, with a decrease in the weight of the structure and overall diameter back support, without crossing the channel body of the third circuit and without increasing the hydraulic resistance in it to the flow of air.

Отклонение вектора тяги плоского выхлопного сопла смешанного газа в вертикальной плоскости на угол не менее 12° увеличивает маневренные возможности летательного аппарата.The deviation of the thrust vector of the flat exhaust nozzle of the mixed gas in the vertical plane by an angle of at least 12 ° increases the maneuverability of the aircraft.

Изобретение проиллюстрировано фиг. 1.The invention is illustrated in FIG. one.

На фиг. 1 показан продольный разрез бесфорсажного турбореактивного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through an afterburner turbojet engine.

На фиг. 2 показан канал третьего контура в сечении А-А за вентилятором представляющий собой кольцо.In FIG. 2 shows the channel of the third circuit in section AA behind the fan, which is a ring.

На фиг. 3 показан канал третьего контура в сечении Б-Б коробки двигательных агрегатов представляющий собой два уплощенных патрубка.In FIG. 3 shows the channel of the third circuit in section BB of the box of propulsion units, which is two flattened nozzles.

На фиг. 4 показан канал третьего контура в сечении В-В коробки модуля реверса тяги представляющий собой два уплощенных патрубка.In FIG. Figure 4 shows the channel of the third circuit in section BB of the box of the thrust reverser module, which is two flattened nozzles.

На фиг. 5 показан канал третьего контура в одном промежуточном сечении Г-Г выхлопного сопла смешанного газа, представляющий собой поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней, нижней и боковых стенок выхлопного сопла смешанного газа.In FIG. 5 shows a third-circuit channel in one intermediate section G-D of the mixed gas exhaust nozzle, which is a surface spaced from the upper, lower, and side walls of the mixed gas exhaust nozzle visible from the rear hemisphere.

1 - газогенератор;1 - gas generator;

2 - вентилятор;2 - fan;

3 - турбина низкого давления;3 - low pressure turbine;

4 - канал внутреннего контура;4 - channel internal circuit;

5 - компрессор высокого давления;5 - high pressure compressor;

6 - канал наружного контура;6 - channel of the external circuit;

7 - смеситель;7 - mixer;

8 - канал третьего контура;8 - channel of the third circuit;

9 - промежуточная ступень вентилятора;9 - intermediate stage of the fan;

10 - выхлопное сопло канала третьего контура;10 - exhaust nozzle of the channel of the third circuit;

11 - плоское выхлопное сопло смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров;11 - flat exhaust nozzle mixed gas channel of the internal and external circuits;

12 - клапанный узел перепуска воздуха в канал третьего контура;12 - valve unit bypass air into the channel of the third circuit;

13 - коробка двигательных агрегатов;13 - box of motor units;

14 - два уплощенных патрубка;14 - two flattened nozzles;

15 - обтекаемые вырезы для передней опоры крепления бесфорсажного турбореактивного двигателя к летательному аппарату;15 - streamlined cut-outs for the front support mounting the afterburner turbojet engine to the aircraft;

16 - модуль реверса тяги;16 - module reverse thrust;

17 - обтекаемые вырезы для задней опоры крепления бесфорсажного турбореактивного двигателя к летательному аппарату;17 - streamlined cutouts for the rear support mounting an afterburner turbojet engine to the aircraft;

18 - поверхность выхлопного сопла канала третьего контура;18 - surface of the exhaust nozzle of the channel of the third circuit;

19 - верхняя стенка выхлопного сопла смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров;19 - the upper wall of the exhaust nozzle of the mixed gas channel of the internal and external circuits;

20 - нижняя стенка выхлопного сопла смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров;20 - lower wall of the exhaust nozzle of the mixed gas channel of the internal and external circuits;

21 - боковая стенка выхлопного сопла смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров;21 - side wall of the exhaust nozzle of the mixed gas channel of the internal and external circuits;

22 - радиопоглощающее покрытие стенок выхлопного сопла смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров;22 - radar absorbing coating of the walls of the exhaust nozzle of the mixed gas channel of the internal and external circuits;

23 - отклоняющие решетки модуля реверса тяги;23 - deflecting grids of the thrust reverse module;

24 - поверхность корпуса наружного контура;24 - the surface surface of the outer loop;

25 - вектор тяги выхлопного сопла смешанного газа каналов внутреннего и наружного контуров.25 - thrust vector of the exhaust nozzle of the mixed gas channels of the internal and external circuits.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель состоит из газогенератора 1, вентилятора 2, приводимого во вращение турбиной низкого давления 3, канала внутреннего контура 4, забирающего часть воздуха из-за последней ступени вентилятора 2 и подводящей его к компрессору высокого давления 5, канала наружного контура 6, расположенного соосно и радиально выше над каналом внутреннего контура 4, забирающего часть воздуха из-за последней ступени вентилятора 2 и подводящего его в обход (минуя) газогенератора 1 к смесителю 7. Смеситель 7 расположен за турбиной низкого давления 3 и смешивает поток газа внутреннего контура 4 с потоком воздуха наружного контура 6. Канал третьего контура 8, расположенный соосно и радиально выше над каналом наружного контура 6, забирает часть воздуха из-за промежуточной ступени вентилятора 9 и подводит его в выхлопное сопло канала третьего контура 10, расположенное вокруг выхлопного сопла 11 смешанного газа канала внутреннего и наружного контуров. За промежуточной ступенью вентилятора 9 на входе в канал третьего контура 8 установлен клапанный узел перепуска воздуха 12. Канал третьего контура 8 в сечении за вентилятором 9 представляет собой кольцо.The afterburner turbojet engine consists of a gas generator 1, a fan 2, driven by a low pressure turbine 3, an internal circuit channel 4, which draws part of the air due to the last stage of the fan 2 and leads it to the high pressure compressor 5, an external circuit channel 6, located coaxially and radially above the channel of the inner circuit 4, which takes part of the air due to the last stage of the fan 2 and leads it to bypass (bypassing) the gas generator 1 to the mixer 7. The mixer 7 is located behind the turbine low pressure 3 and mixes the gas flow of the internal circuit 4 with the air flow of the external circuit 6. The channel of the third circuit 8, located coaxially and radially higher above the channel of the external circuit 6, takes part of the air due to the intermediate stage of the fan 9 and brings it into the exhaust nozzle of the channel the third circuit 10, located around the exhaust nozzle 11 of the mixed gas channel of the internal and external circuits. Behind the intermediate stage of the fan 9, at the inlet to the channel of the third circuit 8, an air bypass valve assembly 12 is installed. The channel of the third circuit 8 in cross section behind the fan 9 is a ring.

В сечении коробки двигательных агрегатов 13 канала третьего контура 8 представляет собой два уплощенных патрубка 14, идущих по боковой поверхности бесфорсажного турбореактивного двигателя с обтекаемыми вырезами 15 для передней опоры крепления бесфорсажного турбореактивного двигателя к летательному аппарату. В сечении модуля реверса тяги 16 канал третьего контура 8 представляет собой два уплощенных патрубка 14, идущих по боковой поверхности бесфорсажного турбореактивного двигателя с обтекаемыми вырезами 17 для задней опоры крепления бесфорсажного турбореактивного двигателя к летательному аппарату. В сечениях выхлопного сопла смешанного газа 11 канал третьего контура 8 представляет собой поверхность 18, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней 19, нижней 20 и боковых 21 стенок выхлопного сопла смешанного газа 11. Смеситель 7 потоков газа внутреннего контура 4 с потоком воздуха наружного контура 6 выполнен с нерегулируемыми площадями на срезе смесителя 7. За смесителем 7 установлен соосно модуль реверса тяги 16, отклоняющий поток смешанного газа в направлении движения летательного аппарата. За модулем реверса тяги 16 установлено плоское выхлопное сопло 11 смешанного газа, имеющее канал изогнутой формы, с нанесенным радиопоглощающим покрытием 22, регулируемой площадью критического и выходного сечения.The cross section of the box of motor units 13 of the channel of the third circuit 8 is two flattened nozzles 14 extending along the lateral surface of an afterburned turbojet engine with streamlined cutouts 15 for the front support for fastening an afterburner turbojet engine to an aircraft. In the section of the thrust reversal module 16, the channel of the third circuit 8 is two flattened nozzles 14 extending along the lateral surface of an afterburned turbojet engine with streamlined cutouts 17 for the rear support for fixing an afterburner turbojet engine to an aircraft. In cross sections of the mixed gas exhaust nozzle 11, the channel of the third circuit 8 is a surface 18 spaced from the upper 19, lower 20, and side 21 walls of the mixed gas exhaust nozzle 11 visible from the rear hemisphere. The mixer 7 has internal gas flow 4 and an external air flow 6 made with unregulated areas at the slice of the mixer 7. Behind the mixer 7, a thrust reverse module 16 is installed coaxially, deflecting the mixed gas flow in the direction of movement of the aircraft. Behind the thrust reverser module 16, a flat mixed gas exhaust nozzle 11 is installed, having a curved channel with a radar absorbing coating 22 applied, with an adjustable critical and outlet cross-sectional area.

Отклоняющие решетки 23 модуля реверса тяги 16, расположенные за смесителем 7 на верхней и нижней поверхности корпуса наружного контура 24, могут быть открыты независимо друг от друга. Перекрытие проходного сечения смешанного газа в сечении модуля реверса тяги 16 осуществляется при помощи поворотных лопаток 25.The deflecting grids 23 of the thrust reverse module 16, located behind the mixer 7 on the upper and lower surfaces of the housing of the outer loop 24, can be opened independently of each other. Overlapping the cross section of the mixed gas in the cross section of the thrust reverser module 16 is carried out using rotary blades 25.

Вектор тяги 26 выхлопного сопла 11 смешанного газа отклоняется в вертикальной плоскости на угол не менее 12° при помощи синхронного перемещения верхней 27 и нижней 28 подвижных створок расширяющейся части выхлопного сопла и подвижной створки 29 сужающейся части выхлопного сопла.The thrust vector 26 of the mixed gas exhaust nozzle 11 is deflected in the vertical plane by an angle of at least 12 ° by synchronously moving the upper 27 and lower 28 movable flaps of the expanding part of the exhaust nozzle and the movable flap 29 of the tapering part of the exhaust nozzle.

Принцип действия устройства заключается в следующем: На взлетном режиме клапанный узел перепуска воздуха в канал третьего контура 12 закрыт, модуль реверса тяги 16 выключен, отклоняющие решетки модуля реверса тяги 23 закрыты, вектор тяги выхлопного сопла смешанного газа каналов внутреннего и наружного контуров 26 находится в нейтральном положении. Поток воздуха, сжатый в вентиляторе 2, разделяется на два потока. По каналу внутреннего контура 4 часть воздушного потока из-за вентилятора поступает в компрессор высокого давления 5, являющегося частью газогенератора 1, откуда поток горячего газа, вращая турбину низкого давления 3 привода вентилятора 2, поступает в смеситель 7. За смесителем 7 поток горячего газа внутреннего контура 4 смешивается с потоком воздуха канала наружного контура 6 и, минуя модуль реверса тяги 16, поступает в выхлопное сопло 11 смешанного газа, создавая взлетную тягу бесфорсажного турбореактивного двигателя.The principle of operation of the device is as follows: In take-off mode, the valve assembly for bypassing air into the channel of the third circuit 12 is closed, the thrust reverser module 16 is turned off, the deflector grids of the thrust reverser module 23 are closed, the thrust vector of the mixed gas exhaust nozzle of the channels of the internal and external circuits 26 is in neutral position. The air stream compressed in fan 2 is divided into two streams. Through the channel of the internal circuit 4, part of the air flow from the fan enters the high-pressure compressor 5, which is part of the gas generator 1, from where the hot gas stream, rotating the low-pressure turbine 3 of the fan drive 2, enters the mixer 7. Behind the mixer 7, the internal hot gas stream circuit 4 is mixed with the air flow of the channel of the external circuit 6 and, bypassing the thrust reverser module 16, enters the mixed gas exhaust nozzle 11, creating the take-off thrust of the afterburner turbojet engine.

В соответствии с программой управления двигателем, например, на крейсерском режиме, открывают клапанный узел перепуска воздуха в канал третьего контура 12. При этом воздушный поток из-за промежуточной ступени вентилятора 9 по двум уплощенным патрубкам 14 канала третьего контура направляется к поверхности выхлопного сопла канала третьего контура 18, охлаждая верхнюю 19, нижнюю 20 и боковые 21 стенки выхлопного сопла 11 смешанного газа.In accordance with the engine control program, for example, in cruise mode, open the valve block of the air bypass into the channel of the third circuit 12. In this case, the air flow due to the intermediate stage of the fan 9 through two flattened nozzles 14 of the channel of the third circuit is directed to the surface of the exhaust nozzle of the channel of the third circuit 18, cooling the upper 19, lower 20 and side 21 walls of the exhaust nozzle 11 of the mixed gas.

Отклонение вектора тяги модулем реверса тяги 16 в соответствии с программой управления летательным аппаратом осуществляют при помощи закрытия проходного сечения смешанного газа при помощи поворотных лопаток 25, открытия соответствующих отклоняющих решеток 23.The deviation of the thrust vector by the thrust reverse module 16 in accordance with the aircraft control program is carried out by closing the flow cross section of the mixed gas using the rotary blades 25, opening the corresponding deflecting gratings 23.

Отклонение вектора тяги плоского выхлопного сопла 11 в соответствии с программой управления летательным аппаратом осуществляют при помощи синхронного перемещения верхней 27 и нижней 28 подвижных створок расширяющейся части выхлопного сопла и подвижной створки 29 сужающейся части выхлопного сопла 11 смешанного газа.The deviation of the thrust vector of the flat exhaust nozzle 11 in accordance with the aircraft control program is carried out by synchronously moving the upper 27 and lower 28 movable flaps of the expanding part of the exhaust nozzle and the movable flap 29 of the tapering part of the mixed gas exhaust nozzle 11.

Claims (10)

1. Бесфорсажный турбореактивный двигатель, включающий газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом внутреннего контура и соединенный входом с последней ступенью вентилятора и выходом в обход газогенератора со смесителем потоков газа внутреннего и наружного контуров, расположенным за турбиной низкого давления, при этом после смесителя расположено выхлопное сопло смешанного газа, канал третьего контура, расположенный соосно и радиально выше над каналом наружного контура и соединенный выходом с выхлопным соплом канала третьего контура, размещенным вокруг выхлопного сопла смешанного газа, переднюю и заднюю опоры, отличающийся тем, что смеситель выполнен с нерегулируемыми площадями каналов внутреннего и наружного контуров на срезе смесителя, за смесителем соосно установлен модуль реверса тяги, выполненный с возможностью отклонения потока смешанного газа на угол более 90° от направления струи газового потока, за модулем реверса тяги установлено плоское выхлопное сопло смешанного газа, имеющее канал изогнутой формы, на внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок которого нанесено радиопоглощающее покрытие, при этом выхлопное сопло смешанного газа с отклоняемым вектором тяги имеет регулируемые площади критического и выходного сечений, канал третьего контура входом соединен с промежуточной ступенью вентилятора и снабжен клапанным узлом перепуска воздуха, при этом канал третьего контура в сечении за вентилятором представляет собой кольцо, в сечении коробки двигательных агрегатов представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для передней опоры двигателя, в сечении модуля реверса тяги представляет собой два уплощенных патрубка, идущих по боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для задней опоры двигателя, в сечениях выхлопного сопла смешанного газа представляет собой поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы верхней, нижней и боковых стенок выхлопного сопла смешанного газа.1. An afterburner turbojet engine including a gas generator, a fan connected to a low pressure turbine, an internal circuit channel connected to the last stage of the fan and a high pressure compressor, an external circuit channel located coaxially and radially higher above the internal circuit channel and connected to the input to the last fan stage and bypassing the gas generator with a gas flow mixer of internal and external circuits, located behind the low-pressure turbine, The mixed gas exhaust nozzle, the third circuit channel located coaxially and radially higher above the external circuit channel and connected by the output to the third circuit channel exhaust nozzle located around the mixed gas exhaust nozzle, have front and rear supports, characterized in that the mixer is made with non-adjustable areas of the channels of the internal and external circuits on the cut of the mixer, behind the mixer coaxially mounted thrust reverser module, configured to deflect the mixed gas flow at an angle b less than 90 ° from the direction of the gas flow jet, behind the thrust reverser module, a flat mixed gas nozzle having a curved channel is installed, on the inner surface of the upper, lower and side walls of which a radar absorbing coating is applied, while the mixed gas exhaust nozzle with a deflected thrust vector has adjustable critical and output cross-sectional areas, the channel of the third circuit with an input connected to the intermediate stage of the fan and equipped with a valve unit for air bypass, while the channel of the third circuit and in the section behind the fan it is a ring, in the section of the box of motor units it is two flattened nozzles running along the side surface of the engine with streamlined cutouts for the front engine mount, in the section of the thrust reverser module is two flattened pipes going along the side surface of the engine with streamlined cutouts for the rear engine mount, in the cross sections of the exhaust nozzle of the mixed gas is a surface separated from visible from the rear hemisphere of the upper, lower and sides walls of the exhaust nozzle of the mixed gas. 2. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что выхлопное сопло смешанного газа снабжено сквозными отверстиями, расположенными под поверхностью, отстоящей от видимых из задней полусферы стенок выхлопного сопла смешанного газа под тупым углом к направлению струи газового потока.2. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the mixed gas exhaust nozzle is provided with through holes located below a surface spaced from the walls of the mixed gas exhaust nozzle visible from the rear hemisphere at an obtuse angle to the direction of the gas stream stream. 3. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что отношение площади проходного сечения канала третьего контура к минимальной площади сечения канала третьего контура, расположенной в области выхлопного сопла смешанного газа, находится в диапазоне 1,1-1,8.3. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the ratio of the passage area of the channel of the third circuit to the minimum sectional area of the channel of the third circuit located in the region of the exhaust nozzle of the mixed gas is in the range of 1.1-1.8. 4. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что канал третьего контура в сечении от коробки двигательных агрегатов до сечения модуля реверса тяги представляет собой разрезное кольцо, расположенное разрезом вверх симметрично вертикальной плоскости с отношением площади разрезного кольца к площади кольца в сечении за вентилятором равным 3/5-3/4.4. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the channel of the third circuit in cross section from the box of engine units to the cross section of the thrust reverser module is a split ring located upside down symmetrically to the vertical plane with the ratio of the area of the split ring to the area of the ring in section for fan equal to 3 / 5-3 / 4. 5. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что модуль реверса тяги имеет верхний и нижний каналы отвода смешанного газа, при этом отношение минимальной площади проходного сечения верхнего или нижнего канала отвода газа модуля реверса тяги к площади критического сечения выхлопного сопла смешанного газа находится в диапазоне 0,6-0,85.5. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the thrust reverser module has upper and lower mixed gas exhaust channels, wherein the ratio of the minimum passage area of the upper or lower gas exhaust duct of the thrust reverser module to the critical section area of the mixed gas exhaust nozzle is in the range of 0.6-0.85. 6. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что модуль реверса тяги имеет отклоняющие решетки, расположенные за смесителем на верхней и нижней поверхности корпуса наружного контура.6. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the thrust reverse module has deflecting grids located behind the mixer on the upper and lower surface of the outer loop housing. 7. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что отклоняющие решетки модуля реверса тяги выполнены с возможностью независимого открывания.7. The afterburner turbojet engine according to claim 6, characterized in that the deflecting grids of the thrust reverser module are independently openable. 8. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что отклоняющие решетки модуля реверса тяги расположены под углом 20-40° от вертикальной плоскости двигателя.8. The afterburner turbojet engine according to claim 6, characterized in that the deflecting grids of the thrust reverser module are located at an angle of 20-40 ° from the vertical plane of the engine. 9. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что задняя опора двигателя расположена перед или после отклоняющей решетки модуля реверса тяги снизу или сверху в вертикальной плоскости симметрии двигателя.9. The afterburner turbojet engine according to claim 6, characterized in that the rear engine mount is located in front of or after the deflecting grid of the thrust reverser module from below or above in the vertical plane of symmetry of the engine. 10. Бесфорсажный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что вектор тяги выхлопного сопла смешанного газа отклоняется в вертикальной плоскости на угол не менее 12°.10. The afterburner turbojet engine according to claim 1, characterized in that the thrust vector of the mixed gas exhaust nozzle is deflected in a vertical plane by an angle of at least 12 °.
RU2017128320A 2017-08-09 2017-08-09 Unboosted turbojet engine RU2663440C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017128320A RU2663440C1 (en) 2017-08-09 2017-08-09 Unboosted turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017128320A RU2663440C1 (en) 2017-08-09 2017-08-09 Unboosted turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2663440C1 true RU2663440C1 (en) 2018-08-06

Family

ID=63142771

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017128320A RU2663440C1 (en) 2017-08-09 2017-08-09 Unboosted turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2663440C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114239135A (en) * 2021-11-29 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 Overall performance and stealth comprehensive matching optimization design method for combat aircraft

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
RU2067683C1 (en) * 1992-06-24 1996-10-10 Николай Тимофеевич Бобоед Three-loop steam-and-gas jet engine
RU2253745C2 (en) * 2003-08-12 2005-06-10 Письменный Владимир Леонидович Three-circuit gas-turbine engine
US20070000232A1 (en) * 2005-06-29 2007-01-04 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating same
EP2472089A2 (en) * 2010-12-30 2012-07-04 General Electric Company Flade discharge in 2-d exhaust nozzle
US20150113941A1 (en) * 2013-10-24 2015-04-30 United Technologies Corporation Translating outer cowl flow modulation device and method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2067683C1 (en) * 1992-06-24 1996-10-10 Николай Тимофеевич Бобоед Three-loop steam-and-gas jet engine
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
RU2253745C2 (en) * 2003-08-12 2005-06-10 Письменный Владимир Леонидович Three-circuit gas-turbine engine
US20070000232A1 (en) * 2005-06-29 2007-01-04 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating same
EP2472089A2 (en) * 2010-12-30 2012-07-04 General Electric Company Flade discharge in 2-d exhaust nozzle
US20150113941A1 (en) * 2013-10-24 2015-04-30 United Technologies Corporation Translating outer cowl flow modulation device and method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114239135A (en) * 2021-11-29 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 Overall performance and stealth comprehensive matching optimization design method for combat aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4222233A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
JP4619089B2 (en) FLADE gas turbine engine with fixed geometry inlet
US7134271B2 (en) Thrust vectoring aft FLADE engine
EP1942269B1 (en) Convertible gas turbine engine
US7788899B2 (en) Fixed nozzle thrust augmentation system
US6758032B2 (en) System of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
US4919364A (en) Propulsion system for hypersonic flight
JP5241215B2 (en) Passive guidance system and method for aircraft engine nozzle fluids
US4193262A (en) Gas turbine engines
US20180094605A1 (en) Turbofan engine for a civil supersonic aircraft
EP2472089B1 (en) Flade discharge in 2-d exhaust nozzle
US9863366B2 (en) Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
US11884414B2 (en) Supersonic aircraft turbofan engine
US5157916A (en) Apparatus and method for suppressing sound in a gas turbine engine powerplant
US3273339A (en) Propulsion system for high speed vtol aircraft
US3027714A (en) Combined thrust reversing and noise suppressing device for turbo-jet engines
EP3088720B1 (en) Nozzle for jet engines
RU2663440C1 (en) Unboosted turbojet engine
US4287715A (en) Supersonic jet engine and method of operating the same
CN115288881A (en) Three-channel parallel turbine stamping combined engine and aircraft
CN113864082B (en) Aviation jet engine
US3000177A (en) Multiple-flow jet-propulsion engines
CN115929503B (en) Supersonic aircraft jet propulsion system with partial precooling and control method
GB1077955A (en) Gas turbine jet propulsion units for aircraft
CA1136432A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan