RU2669106C1 - Universal turbojet engine “h” - Google Patents

Universal turbojet engine “h” Download PDF

Info

Publication number
RU2669106C1
RU2669106C1 RU2017103708A RU2017103708A RU2669106C1 RU 2669106 C1 RU2669106 C1 RU 2669106C1 RU 2017103708 A RU2017103708 A RU 2017103708A RU 2017103708 A RU2017103708 A RU 2017103708A RU 2669106 C1 RU2669106 C1 RU 2669106C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
universal
support ring
turbojet engine
side wall
Prior art date
Application number
RU2017103708A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Михайлович Новосёлов
Original Assignee
Юрий Михайлович Новосёлов
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 Юрий Михайлович Новосёлов filed Critical Юрий Михайлович Новосёлов
Priority to RU2017103708A priority Critical patent/RU2669106C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2669106C1 publication Critical patent/RU2669106C1/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
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/92—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control incorporating means for reversing or terminating thrust

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: invention relates to the fields of the jet power plants structures which, when operating as the LTJE or PATJE, creating the direction changing forward gas thrust, and, operating as a LPE, creating the rear gas thrust. Thus, according to the invention, the combustion chamber rear part with the turbine impeller is separated from the combustion chamber middle part by the annular gap. At that, the combustion chamber has of the combustion chamber female rear portion and the latter middle portion rear part support ring. At that, the latter, in its turn, has two through-cuts arranged diametrically and longitudinally in the latter middle and back portions side wall, and, in addition, has two through-cuts arranged diametrically and longitudinally in the support ring rear part rear section side wall. And, at that, the latter is immovably connected to the combustion chamber middle part by means of radial posts. Universal turbojet engine “H” also comprises rotary nozzle head, in which the inlet passage section is larger than the outlet flow cross-section, and the latter is larger than the combustion chamber rear portion outlet flow section. At that, the nozzle head has two semi-axes, located outside and opposite and stationary fixed on the front part side wall, in which the root parts diameter is larger than the middle and end parts diameter. And, at that, the support ring rear part rear portion cutouts walls cover their half-axes nozzle head middle parts with the gap. Universal turbojet engine “H” also contains two cover plates with the through circular hole each located on the support ring rear part outside and stationary fixed on the latter side wall. At that, the holes walls cover the nozzle head their semi-axes end parts with the gap. Universal turbojet engine “H” also contains two swivel elements: either cylindrical gear wheels, or sprockets. At that, the swivel elements are stationary fixed on their nozzle half-axes end parts. At that, the fuel injectors are stationary fixed in the combustion chamber side wall. Universal turbojet engine “H” also includes the front fuel oxidizing nozzles, circumferentially located in the combustion chamber middle in front of the spark plugs and stationary fixed in the combustion chamber side wall. Universal turbojet engine “H” also includes the rear fuel oxidizing nozzles, circumferentially located in the combustion chamber middle behind the spark plugs and stationary fixed in the combustion chamber side wall. Universal turbojet engine “H” also contains the front and rear rotary flaps, which have the form of biconvex disk, and with shafts. At that, the front flap is located in the combustion chamber front part and behind the fuel nozzles, and the front flap shaft is pivotally fixed in the combustion chamber side wall. Ans, at that, the rear flap is located in the combustion chamber middle part and behind the fuel oxidizing nozzles, and the rear flap shaft is pivotally fixed in the combustion chamber and support ring side walls. Invention also allows the electric current generation. For this, the universal turbojet engine “H” also comprises the electric current electromagnetic generator, located between the combustion chamber rear part and the support ring, in which rotor is fixedly connected to the combustion chamber rear part, and the stator is fixedly connected to the support ring. Furthermore, the invention is also characterized by the presence of a rotational element for gear or chain transmission. For this, the universal turbojet engine “H” also comprises the rolling bearing, located between the combustion chamber rear part and the support ring, in which the inner ring is fixedly connected to the combustion chamber rear part, and the outer ring is fixedly connected to the support ring. Universal turbojet engine “H” also comprises the rotational element located between the combustion chamber rear part and the support ring, and behind the bearing, either a spur gear or the sprocket. Moreover, the rotational element is stationary connected to the combustion chamber rear part.EFFECT: invention allows to enable only the combustion chamber rear part rotation to reduce centrifugal loads, and also implements the rotary nozzle head for the front gas thrust direction changing, and, in addition, implements the front or rear gas thrust creation devices.3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к областям строений cиловых реактивных установок, которые: работая как ЖТРД или ПВТРД, создают, изменяющие направления, передние газовые тяги и генерируют электрические токи, а также, которые: работая как ЖРД, создают задние газовые тяги.The invention relates to the field of buildings of power rocket launchers, which: working as a liquid-propellant rocket engine or high-pressure rocket engine, create, changing directions, front gas rods and generate electric currents, and also, which: working as liquid rocket engines, create rear gas rods.

Известен Комбинированный реактивный двигатель "Н" (второй вариант), содержащий корпус, имеющий внутри: передние радиальные стойки с передним спорным кольцом и задние радиальные стойки с задним оперным кольцом. Комбинированный реактивный двигатель "Н" (второй вариант), также, содержит, расположенную соосно в переднем и в заднем опорных кольцах и укрепленную вращательно в последних при помощи переднего и заднего опорных подшипников, прямоточную камеру сгорания. Комбинированный реактивный двигатель "Н" (второй вариант), также, содержит, расположенное соосно в задней части камера сгорания и укрепленное неподвижно в боковой стенке последней, турбинное крыльевое колесо. Комбинированный реактивный двигатель "Н" (второй вариант), также, содержит, расположенные по окружности в передней части камеры сгорания, топливные форсунки. Комбинированный реактивный двигатель "Н" (второй вариант), также, содержит, расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания свечи зажиганий (Заявка №97052361 от 22.05.1997 г, Украина).Known Combined jet engine "H" (the second option), comprising a housing having inside: front radial struts with a front controversial ring and rear radial racks with a rear opera ring. Combined jet engine "H" (second option) also contains, direct-flow combustion chamber located coaxially in the front and rear support rings and rotationally strengthened in the latter by the front and rear support bearings. Combined jet engine "H" (second option) also contains, located coaxially in the rear of the combustion chamber and fixed motionless in the side wall of the latter, a turbine wing wheel. Combined jet engine "H" (second option) also contains, located around the circumference in front of the combustion chamber, fuel nozzles. Combined jet engine "N" (second option) also contains, located around the circumference in the middle of the combustion chamber and fixed motionlessly in the side wall of the combustion chamber of the spark plug (Application No. 97052361 from 05.22.1997, Ukraine).

Режим работы Комбинированного реактивного двигателя "Н" (второй вариант) как ПВТРД:The operating mode of the Combined jet engine "N" (second option) as a ramjet engine:

в камеру сгорания поступает сжатый забортный воздух, сквозь топливные форсунки подается топливо, которое воспламеняется свечами зажиганий. При этом:compressed outboard air enters the combustion chamber, fuel is supplied through the fuel nozzles, which is ignited by the spark plugs. Wherein:

а) создается передняя газовая тяга,a) creates a front gas draft,

б) турбинное крыльевое колесо вместе с камерою сгорания вращаются.b) the turbine wing wheel rotates together with the combustion chamber.

Недостатки Комбинированного реактивного двигателя "Н" (второй вариант):The disadvantages of the Combined jet engine "N" (second option):

1. Относительно, большой расход топлива для вращений всей камеры сгорания с турбинным крыльевым колесом.1. Relatively, high fuel consumption for rotations of the entire combustion chamber with a turbine wing wheel.

2. Не создается передняя газовая тяга, вектор которой меняет направления.2. A front gas draft is not created whose vector changes directions.

3. Не создается задняя газовая тяга.3. The rear gas draft is not created.

4. Не генерируется электрический ток.4. No electric current is generated.

В основу изобретения поставлены задачи:The invention is based on the tasks:

1. У Универсального турбореактивного двигателя "Н", содержащего прямоточную камеру сгорания, а также, содержащего, расположенное соосно в задней части последней и укрепленное неподвижно в боковой стенке камеры сгорания, турбинное крыльевое колесо, а также, содержащего расположенные по окружности в передней части камеры сгорания, топливные форсунки, а также, содержащего, расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и укрепленные неподвижно в боковой стенке последней, свечи зажиганий,1. The universal turbojet engine "N", containing a direct-flow combustion chamber, and also containing, located coaxially in the rear of the latter and fixed motionless in the side wall of the combustion chamber, a turbine wing wheel, as well as containing circumferentially located in front of the chamber combustion, fuel injectors, as well as containing, located around the circumference in the middle of the combustion chamber and fixed motionlessly in the side wall of the latter, spark plugs,

путем следующих усовершенствований:through the following enhancements:

задняя часть камеры сгорания с турбинным крыльевым колесом отделена от средней части камеры сгорания кольцевым зазором и, при том, камера сгорания имеет, охватывающее заднюю часть последней и задний участок Средней части камеры сгорания, опорное кольцо, которое, в свою очередь, имеет, расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке средней и задней частях последнего, два сквозных выреза, и, к тому же, имеет, расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке заднего участка задней части опорного кольца, два сквозных выреза, и, при том, опорное кольцо соединено неподвижно со среднею частью камеры сгорания при помощи радиальных стоек, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит поворотную сопловую насадку, у которой: входное проходное сечение больше выходного проходного сечения, а последнее больше выходного проходного сечения задней части камеры сгорания, и, при том, насадка имеет, расположенные снаружи и противоположно, и укрепленные неподвижно на боковой стенке передней части последней, две полуоси, у которых диаметр корневых частей больше диаметра средних и концевых частей, и, при том, стенки вырезов в заднем участке задней части опорного кольца охватывают с зазором средние части своих полуосей насадки, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенные снаружи задней части опорного кольца и укрепленные неподвижно на боковой стенке последнего, две накладки со сквозным круглым отверстием каждая, и, при том, стенки отверстий охватывают с зазором концевые части своих полуосей насадки, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит два поворотных элемента: либо цилиндрические зубчатые колеса, либо же звездочки, и, при том, поворотные элементы укреплены неподвижно на концевых частях своих полуосей насадки, и, при этом, топливные форсунки укреплены неподвижно в боковой стенке камеры сгорания, и, при этом Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и перед свечами зажиганий, и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания, передние топливо-окислительные форсунки, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и за свечами зажиганий, и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания, задние топливо-окислительные форсунки, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит переднюю и заднюю поворотные заслонки, имеющие форму двояковыпуклого диска, и с валами, и, при том, передняя заслонка расположена в передней части камеры сгорания за топливными форсунками, а вал передней заслонки укреплен поворотно в боковой стенке камеры сгорания, и, при том, задняя заслонка расположена в средней части камеры сгорания за задними топливо-окислительными форсунками, а вал задней заслонки укреплен поворотно в боковых стенках камеры сгорания и опорного кольца,the rear part of the combustion chamber with the turbine wing wheel is separated from the middle part of the combustion chamber by an annular gap and, moreover, the combustion chamber has, covering the rear part of the latter and the rear portion of the Middle part of the combustion chamber, a support ring, which, in turn, has diametrically arranged and longitudinally in the side wall of the middle and rear parts of the latter, two through cuts, and, moreover, has two through cuts located diametrically and longitudinally in the side wall of the rear portion of the back of the support ring, and, Moreover, the support ring is fixedly connected to the middle part of the combustion chamber by means of radial struts, and, at the same time, the Universal Turbojet Engine "H" also contains a rotary nozzle nozzle, in which: the inlet section is larger than the outlet section and the last is larger output passage section of the rear of the combustion chamber, and, moreover, the nozzle has, located on the outside and opposite, and fixed motionlessly on the side wall of the front of the latter, two half shafts, in which the diameter of the root part more than the diameter of the middle and end parts, and, moreover, the walls of the cutouts in the rear portion of the rear part of the support ring cover with a gap the middle parts of their axle shafts, and, moreover, the Universal Turbojet Engine "H" also contains, located outside the rear part support rings and fixed motionlessly on the side wall of the latter, two plates with a through circular hole each, and, moreover, the walls of the holes cover the end parts of their nozzle half-axes with a gap, and, at the same time, the Universal turbojet engine The "N" body also contains two rotary elements: either cylindrical gears or sprockets, and, moreover, the rotary elements are fixed motionless on the end parts of their nozzle axle shafts, and, at the same time, the fuel nozzles are fixed motionless in the side wall of the chamber combustion, and, moreover, the Universal Turbojet Engine "H", also contains, located on the circumference in the middle of the combustion chamber and in front of the spark plugs, and fixed fixed in the side wall of the combustion chamber, front fuel-oxidizing force nki, and, at the same time, the Universal Turbojet Engine "N" also contains, located around the circumference in the middle part of the combustion chamber and behind the spark plugs, and fixed fixed in the side wall of the combustion chamber, rear fuel-oxidizing nozzles, and The universal turbojet engine "H" also contains front and rear butterfly valves, which are in the form of a biconvex disk, and with shafts, and, moreover, the front valve is located in front of the combustion chamber behind the fuel nozzles, and the shaft of the front valve and rotary mounted in the side wall of the combustion chamber, and, moreover, the rear damper is located in the middle of the combustion chamber behind the rear fuel-oxidizing nozzles, and the shaft of the rear damper is rotated in the lateral walls of the combustion chamber and the support ring,

обеспечить Универсальному турбореактивному двигателю "Н":provide the Universal Turbojet Engine "N":

уменьшения центробежных нагрузок за счет вращений только задней части камеры сгораний с турбинным крыльевым колесом, а также, изменения направлений векторов передних газовых тяг, а также, работы как ПВТРД или ЖТРД для созданий передних газовых тяг, а также, работы как ЖРД для создания задней газовой тяги.reduce centrifugal loads due to rotations of only the back of the combustion chamber with a turbine wing wheel, as well as changing the direction of the vectors of the front gas rods, as well as working as a ramjet engine or liquid engine for creating front gas rods, as well as working as a rocket engine for creating the rear gas rod traction.

2. Путем следующих усовершенствований:2. Through the following enhancements:

Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом электро-магнитный генератор электрического тока, у которого: ротор соединен неподвижно с заднею частью камеры сгорания, а статор соединен неподвижно с опорным кольцом,The universal turbojet engine "N" also contains, located between the rear of the combustion chamber and the support ring, an electromagnetic current generator, in which: the rotor is fixedly connected to the rear of the combustion chamber, and the stator is fixedly connected to the support ring,

обеспечить Универсальному турбореактивному двигателю "Н":provide the Universal Turbojet Engine "N":

генерацию электрического тока.electric current generation.

3. Путем следующих усовершенствований:3. Through the following enhancements:

Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом, подшипник качения, у которого: внутреннее кольцо соединено неподвижно с заднею частью камеры сгорания, а наружное кольцо соединено неподвижно с опорным кольцом, и, при этом, Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом, и за подшипником, вращательный элемент: либо цилиндрическое зубчатое колесо, либо же звездочку, и, при том, вращательный элемент соединен неподвижно, с заднею частью камеры сгорания,The universal turbojet engine "H" also contains, located between the rear of the combustion chamber and the support ring, a rolling bearing, in which: the inner ring is fixedly connected to the rear of the combustion chamber, and the outer ring is fixedly connected to the support ring, and The universal turbojet engine "N" also contains a rotational element located between the back of the combustion chamber and the support ring, and behind the bearing: either a cylindrical gear wheel or an asterisk, and, moreover, the compression element is fixedly connected to the rear of the combustion chamber,

обеспечить Универсальному турбореактивному двигателю "Н":provide the Universal Turbojet Engine "N":

создание крутящего момента у вращательного элемента зубчатой или цепной передач.creation of torque at the rotational element of gear or chain gears.

На фиг. 1 и на фиг. 2, а также, на фиг. 3 изображены два варианта исполнений изобретения.In FIG. 1 and in FIG. 2, and also in FIG. 3 shows two embodiments of the invention.

На фиг. 1 (вид сбоку) и на фиг. 2 (вид сбоку) изображен первый вариант исполнения изобретения.In FIG. 1 (side view) and in FIG. 2 (side view) shows a first embodiment of the invention.

Универсальный турбореактивный двигатель "Н" содержит прямоточную камеру сгорания, а также, содержит, расположенное соосно в задней части последней и укрепленное неподвижно в боковой стенке камеры Сгорания, турбинное крыльевое колесо 1. При том, задняя часть камеры сгорания с последним отделена от средней части камеры сгорания кольцевым зазором. И, при том, камера сгорания имеет, охватывающее заднюю часть последней и задний участок средней части камеры сгорания, опорное кольцо 2. Последнее, в свою очередь, имеет, расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке средней и задней частях опорного кольца 2, два сквозных выреза. Опорное кольцо 2, к тому же, имеет, расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке заднего участка задней части опорного кольца 2, два сквозных выреза. При том, опорное кольцо 2 соединено неподвижно со среднею частью камеры сгорания при помощи радиальных стоек 3. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит поворотную сопловую насадку 4, у которой: входное проходное сечение больше выходного проходного сечения, а последнее больше выходного проходного сечения задней части камеры сгорания. При том, насадка 4 имеет, расположенные снаружи и противоположно, и укрепленные неподвижно на боковой стенке передней части последней, две полуоси 5, у которых диаметр корневых частей больше диаметра средних и концевых частей. И, при том, стенки вырезов в заднем участке задней части опорного кольца 2 охватывают с зазором средние части своих полуосей 5. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенные снаружи задней части опорного кольца 2 и укрепленные неподвижно на боковой стенке последнего, две накладки 6 со сквозным круглым отверстием каждая. При том, стенки отверстий охватывают с зазором концевые части своих полуосей 5. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит два поворотных элемента: звездочки 7, которые укреплены неподвижно на концевых частях своих полуосей 5. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенные по окружностям и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания: расположенные в передней части камеры сгорания, топливные форсунки 8; расположенные в средней части камеры сгорания, передние топливо-окислительные форсунки 9; расположенные в средней части камеры сгорания и за передними топливо-окислительными форсунками 9, свечи зажиганий 10; расположенные в средней части камеры сгорания и за свечами зажиганий 10, задние топливо-окислительные форсунки 11. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенную в передней части камеры сгорания и за топливными форсунками 8, переднюю поворотную заслонку 12, имеющую форму двояковыпуклого диска, и с валом 13, у которого концы укреплены поворотно в боковой стенке камеры сгорания. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенную в средней части камеры сгорания и за задними топливо-окислительными форсунками 11, заднюю поворотную заслонку 14, имеющую форму двояковыпуклого диска, и с валом 15, у которого концы укреплены поворотно в боковых стенках камеры сгорания и опорного кольца 2. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом 2, электро-магнитный генератор электрического тока 16, у которого: ротор соединен неподвижно с заднею частью камеры сгорания, а статор соединен неподвижно с опорным кольцом 2.Universal turbojet engine "N" contains a direct-flow combustion chamber, and also contains, located coaxially in the rear of the latter and fixed motionless in the side wall of the Combustion chamber, a turbine wing wheel 1. Moreover, the rear part of the combustion chamber with the latter is separated from the middle part of the chamber combustion ring clearance. And, moreover, the combustion chamber has, covering the rear of the last and the rear portion of the middle part of the combustion chamber, a support ring 2. The latter, in turn, has, two diametrically and longitudinally located in the side wall of the middle and rear parts of the support ring 2 cutaway. The support ring 2, in addition, has two through cutouts located diametrically and longitudinally in the side wall of the rear portion of the rear portion of the support ring 2. Moreover, the support ring 2 is fixedly connected to the middle part of the combustion chamber with the help of radial struts 3. The universal turbojet engine "N" also contains a rotary nozzle nozzle 4, in which: the inlet section is larger than the outlet section and the last is larger than the outlet section section of the back of the combustion chamber. Moreover, the nozzle 4 has, located outside and opposite, and fixed motionlessly on the side wall of the front of the latter, two half shafts 5, in which the diameter of the root parts is larger than the diameter of the middle and end parts. And, moreover, the walls of the cutouts in the rear portion of the rear of the support ring 2 cover with a gap the middle parts of their axle shafts 5. The universal turbojet engine “H” also contains, located outside the rear of the support ring 2 and fixed motionless on the side wall of the latter, two pads 6 with a through round hole each. Moreover, the walls of the holes cover the end parts of their axle shafts with a gap 5. The universal turbojet engine "H" also contains two rotary elements: sprockets 7, which are fixed motionless on the end parts of their axle shafts 5. The universal turbojet engine "H", also, contains, located around the circumference and fixed motionless in the side wall of the combustion chamber: located in front of the combustion chamber, fuel nozzles 8; located in the middle of the combustion chamber, the front fuel-oxidizing nozzles 9; located in the middle of the combustion chamber and behind the front fuel-oxidizing nozzles 9, spark plugs 10; located in the middle of the combustion chamber and behind the spark plugs 10, the rear fuel-oxidizing nozzles 11. The universal turbojet engine "N" also contains, located in the front of the combustion chamber and behind the fuel nozzles 8, a front baffle plate 12 having the shape of a biconvex a disk, and with a shaft 13, at which the ends are mounted rotatably in the side wall of the combustion chamber. The universal turbojet engine "H" also contains, located in the middle part of the combustion chamber and behind the rear fuel-oxidizing nozzles 11, a rear rotary damper 14, having the shape of a biconvex disk, and with a shaft 15, at which the ends are mounted rotatably in the side walls of the chamber of combustion and support ring 2. The universal turbojet engine "H" also contains, located between the rear of the combustion chamber and support ring 2, an electromagnetic generator of electric current 16, in which: the rotor is connected Vision with the rear part of the combustion chamber, and the stator is fixedly connected with the bearing ring 2.

1. Режим работы Универсального турбореактивного двигателя "Н" (первый вариант) - как жидкостного турбореактивного двигателя:1. The operating mode of the Universal turbojet engine "N" (the first option) - as a liquid turbojet engine:

1/. Закрыта передняя 12 и открыта задняя 14 заслонки.one/. The front 12 is closed and the rear 14 flaps are open.

2/. Сквозь передние топливо-окислительные форсунки 9 в среднюю часть камеры сгорания подается топливо-окислительная смесь, которая воспламеняется свечами зажиганий 10. Так создается передняя газовая тяга. Заданное направление вектора тяги обеспечивает поворотная сопловая насадка 4 при помощи звездочек 7.2 /. Through the front fuel-oxidizing nozzles 9, a fuel-oxidizing mixture is supplied to the middle part of the combustion chamber, which is ignited by the spark plugs 10. This creates a front gas draft. The specified direction of the thrust vector is provided by the rotary nozzle nozzle 4 with asterisks 7.

3/. Вращаются совместно: турбинное крыльевое колесо 1, задняя часть камеры сгорания и ротор генератора 16. Так генерируется электрический ток.3 /. Rotate together: a turbine wing wheel 1, the rear of the combustion chamber and the rotor of the generator 16. Thus generated electric current.

2. Режим работы Универсального турбореактивного двигателя "Н" (первый вариант) - как прямоточновоздушного турбореактивного двигателя:2. The operating mode of the Universal turbojet engine "N" (the first option) - as a direct-flow turbojet engine:

1/. Открыты передняя 12 и задняя 14 заслонки.one/. The front 12 and rear 14 flaps are open.

2/. В переднюю и среднюю части камеры сгорания поступает сжатый забортный воздух, сквозь топливные форсунки в переднюю часть камеры сгорания сквозь топливные форсунки 8 подается топливо, которое воспламеняется свечами зажиганий 10. Так создается передняя газовая тяга. Заданное направление вектора тяги обеспечивает поворотная сопловая насадка 4 при помощи звездочек 7.2 /. Compressed outboard air enters the front and middle parts of the combustion chamber, fuel is supplied through the fuel nozzles to the front of the combustion chamber through the fuel nozzles 8, which is ignited by the spark plugs 10. This creates a front gas draft. The specified direction of the thrust vector is provided by the rotary nozzle nozzle 4 with asterisks 7.

3/. Вращаются совместно: турбинное крыльевое колесо 1, задняя часть камеры сгорания и ротор генератора 16. Так генерируется электрический ток.3 /. Rotate together: a turbine wing wheel 1, the rear of the combustion chamber and the rotor of the generator 16. Thus generated electric current.

3. Режим работы Универсального турбореактивного двигателя "Н" (первый вариант) - как жидкостного реактивного двигателя;3. The operating mode of the Universal Turbojet Engine "N" (the first option) - as a liquid jet engine;

1/. Открыта передняя 12 и закрыта задняя 14 заслонки.one/. The front 12 is open and the rear 14 flaps are closed.

2/. Сквозь задние топливо-окислительные форсунки 11 в среднюю часть камеры сгорания подается топливо-окислительная смесь, которая воспламеняется свечами зажиганий 10. Так создается задняя газовая тяга.2 /. Through the rear fuel-oxidizing nozzles 11, a fuel-oxidizing mixture is supplied to the middle part of the combustion chamber, which is ignited by the spark plugs 10. This creates a rear gas draft.

На фиг. 3 (вид сбоку) изображен второй вариант исполнения изобретения.In FIG. 3 (side view) shows a second embodiment of the invention.

Универсальный турбореактивный двигатель "Н" (второй вариант) отличается тем, что: последний, также, содержит, расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом 2, подшипник качения 16, у которого: внутреннее кольцо соединено неподвижно с заднею частью камеры сгорания, а наружное кольцо соединено неподвижно с опорным кольцом 2. Универсальный турбореактивный двигатель "Н", также, содержит, расположенный между заднею частью камеры сгорания и опорным кольцом 2, вращательный элемент: звездочку 17, которая расположена за подшипником 16 и соединена неподвижно с заднею частью камеры сгорания.The universal turbojet engine "H" (second option) is characterized in that: the latter also comprises, located between the rear of the combustion chamber and the support ring 2, a rolling bearing 16, in which: the inner ring is fixedly connected to the rear of the combustion chamber, and the outer ring is fixedly connected to the support ring 2. The universal turbojet engine "H" also contains, located between the rear of the combustion chamber and the support ring 2, a rotational element: an asterisk 17, which is located behind the bearing m 16 and fixedly connected to the rear part of the combustion chamber.

1. Режим работы Универсального турбореактивного двигателя "Н" (второй вариант) - как ЖТРД:1. The operating mode of the universal turbojet engine "N" (second option) - as an engine:

1/. Закрыта передняя 12 и открыта задняя 14 заслонки.one/. The front 12 is closed and the rear 14 flaps are open.

2/. Сквозь передние топливо-окислительные форсунки 9 в среднюю часть камеры сгорания подается топливо-окислительная смесь, которая воспламеняется свечами зажиганий 10. Так создается передняя газовая тяга. Заданное, направление вектора тяги обеспечивает поворотная сопловая насадка 4 при помощи звездочек 17.2 /. Through the front fuel-oxidizing nozzles 9, a fuel-oxidizing mixture is supplied to the middle part of the combustion chamber, which is ignited by the spark plugs 10. This creates a front gas draft. The specified direction of the thrust vector is provided by the rotary nozzle nozzle 4 with the help of asterisks 17.

3/. Вращаются совместно: турбинное крыльевое колесо 1, задняя часть камеры сгорания и звездочка 17. При этом, последняя - как звено цепной передачи.3 /. They rotate together: a turbine wing wheel 1, the rear of the combustion chamber and an asterisk 17. Moreover, the latter is like a chain transmission link.

2. Режим работы Универсального турбореактивного двигателя "Н" (второй вариант) - как ПВТРД:2. The operating mode of the universal turbojet engine "N" (second option) - as a ramjet engine:

1/. Открыты передняя 12 и задняя 14 заслонки.one/. The front 12 and rear 14 flaps are open.

2/. В переднюю и среднюю части камеры сгорания поступает сжатый забортный воздух, сквозь топливные форсунки 8 подаемся топливо, которое воспламеняется свечами зажиганий 10. Так создается передняя газовая тяга. Заданное направление вектора тяги обеспечивает поворотная сопловая насадка 4 при помощи звездочек 7.2 /. Compressed outboard air enters the front and middle parts of the combustion chamber, fuel is supplied through the fuel nozzles 8, which is ignited by the spark plugs 10. This creates a front gas draft. The specified direction of the thrust vector is provided by the rotary nozzle nozzle 4 with asterisks 7.

3/. Вращаются совместно: турбинное крыльевое колесо 1, задняя часть камеры сгорания и звездочка 17. Последняя - звено цепной передачи.3 /. They rotate together: a turbine wing wheel 1, a rear part of the combustion chamber and an asterisk 17. The latter is a chain transmission link.

Допускается:Allowed:

1. Устанавливать на полуосях насадки цилиндрические зубчатые колеса.1. Install spur gears on the nozzle axles.

2. Устанавливать на задней части камеры сгорания цилиндрическое зубчатое колесо.2. Install a spur gear on the back of the combustion chamber.

3. Изготавливать серийно литьевым способом: заднюю часть камеры сгорания, турбинное крыльевое колесо и ротор генератора - как единую деталь.3. To produce in series by injection molding: the back of the combustion chamber, the turbine wing wheel and the generator rotor - as a single part.

4. Изготавливать серийно литьевым способом остальные части камеры сгорания - как единую деталь.4. To produce in series by injection molding the remaining parts of the combustion chamber - as a single part.

Claims (14)

1. Универсальный турбореактивный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания, а также, содержащий расположенное соосно в задней части последней и укрепленное неподвижно в боковой стенке камеры сгорания турбинное крыльевое колесо, а также, содержащий расположенные по окружности в передней части камеры сгорания топливные форсунки, а также, содержащий расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и укрепленные неподвижно в боковой стенке последней свечи зажиганий,1. A universal turbojet engine containing a direct-flow combustion chamber, as well as comprising a turbine wing wheel located coaxially in the rear of the latter and fixedly fixed in the side wall of the combustion chamber, as well as containing fuel nozzles arranged around the circumference in front of the combustion chamber, and containing the circumferential located in the middle part of the combustion chamber and fixed motionless in the side wall of the last spark plug, отличающийся тем, чтоcharacterized in that задняя часть камеры сгорания с турбинным крыльевым колесом отделена от средней части камеры сгорания кольцевым зазором и, притом, камера сгорания имеет охватывающее заднюю часть последней и задний участок средней части камеры сгорания опорное кольцо, которое, в свою очередь, имеет расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке средней и задней частях последнего два сквозных выреза, и, к тому же, имеет расположенные диаметрально и продольно в боковой стенке заднего участка задней части опорного кольца два сквозных выреза, и, притом, опорное кольцо соединено неподвижно со средней частью камеры сгорания при помощи радиальных стоек, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит поворотную сопловую насадку, у которой входное проходное сечение больше выходного проходного сечения, а последнее больше выходного проходного сечения задней части камеры сгорания, и, притом, насадка имеет расположенные снаружи и противоположно и укрепленные неподвижно на боковой стенке передней части последней две полуоси, у которых диаметр корневых частей больше диаметра средних и концевых частей, и, притом, стенки вырезов в заднем участке задней части опорного кольца охватывают с зазором средние части своих полуосей, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенные снаружи задней части опорного кольца и укрепленные неподвижно на боковой стенке последнего две накладки со сквозным круглым отверстием каждая, и, притом, стенки отверстий охватывают с зазором концевые части своихthe rear part of the combustion chamber with the turbine wing wheel is separated from the middle part of the combustion chamber by an annular gap and, moreover, the combustion chamber has a support ring covering the rear part of the last and the rear portion of the middle part of the combustion chamber, which, in turn, has diametrically and longitudinally located in the lateral the wall of the middle and rear parts of the last two through cuts, and, moreover, has two through cuts located diametrically and longitudinally in the side wall of the rear portion of the back of the support ring, and, ohm, the support ring is fixedly connected to the middle part of the combustion chamber by means of radial struts, and, at the same time, the universal turbojet engine also contains a rotary nozzle nozzle, in which the input passage section is larger than the output passage section and the last is larger than the output passage section of the rear part combustion chambers, and, moreover, the nozzle has two semi-axes located outside and opposite and fixed motionless on the side wall of the front of the latter, whose root diameter is larger than a meter of the middle and end parts, and, moreover, the walls of the cutouts in the rear section of the rear part of the support ring cover with a gap the middle parts of their axle shafts, and, at the same time, the universal turbojet engine also contains outside the rear part of the support ring and fixed motionless on the side the wall of the latter two pads with a through round hole each, and, moreover, the walls of the holes cover the end parts of their полуосей насадки, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит два поворотных элемента:semiaxes of the nozzle, and, at the same time, a universal turbojet engine also contains two rotary elements: либо цилиндрические зубчатые колеса,either spur gears, либо же звездочки, иor stars, and притом поворотные элементы укреплены неподвижно на концевых частях своих полуосей насадки, и, при этом, топливные форсунки укреплены неподвижно в боковой стенке камеры сгорания, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и перед свечами зажиганий и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания передние топливоокислительные форсунки, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенные по окружности в средней части камеры сгорания и за свечами зажиганий и укрепленные неподвижно в боковой стенке камеры сгорания задние топливоокислительные форсунки, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит переднюю и заднюю поворотные заслонки, имеющие форму двояковыпуклого диска, и с валами, и, притом, передняя заслонка расположена в передней части камеры сгорания и за топливными форсунками, а вал передней заслонки укреплен поворотно в боковой стенке камеры сгорания, и, притом, задняя заслонка расположена в средней части камеры сгорания и за задними топливоокислительными форсунками, а вал задней заслонки укреплен поворотно в боковых стенках камеры сгорания и опорного кольца.Moreover, the rotary elements are fixed motionlessly on the end parts of their nozzle axle shafts, and at the same time, the fuel nozzles are fixed motionlessly on the side wall of the combustion chamber, and at the same time, the universal turbojet engine also contains circumferentially located in the middle part of the combustion chamber and in front of the candles ignitions and front-mounted fuel-oxidizing nozzles fixed in the side wall of the combustion chamber, and, at the same time, a universal turbojet engine, also contains circumferentially located in the middle parts of the combustion chamber and behind the spark plugs and the rear fuel-oxidizing nozzles fixed in the side wall of the combustion chamber, and at the same time, the universal turbojet engine also contains front and rear butterfly valves having the shape of a biconvex disk, and, moreover, the front damper is located in the front of the combustion chamber and behind the fuel injectors, and the shaft of the front damper is pivotally mounted in the side wall of the combustion chamber, and, moreover, the rear damper is located in the middle of the combustion chamber wound and behind the rear fuel-oxidizing nozzles, and the shaft of the rear flap is mounted rotatably in the side walls of the combustion chamber and the support ring. 2. Универсальный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что2. The universal turbojet engine according to claim 1, characterized in that универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенный между задней частью камеры сгорания и опорным кольцом электромагнитный генератор электрического тока, у которого ротор соединен неподвижно с задней частью камеры сгорания, а статор соединен неподвижно с опорным кольцом.the universal turbojet engine also contains an electromagnetic current generator located between the back of the combustion chamber and the support ring, in which the rotor is fixedly connected to the back of the combustion chamber, and the stator is fixedly connected to the support ring. 3. Универсальный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что3. The universal turbojet engine according to claim 1, characterized in that универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенный между задней частью камеры сгорания и опорным кольцом подшипник качения, у которого: внутреннее кольцо соединено неподвижно с задней частью камеры сгорания, а наружное кольцо соединено неподвижно с опорным кольцом, и, при этом, универсальный турбореактивный двигатель, также, содержит расположенный между задней частью камеры сгорания и опорным кольцом вращательный элемент:the universal turbojet engine also comprises a rolling bearing located between the rear of the combustion chamber and the support ring, in which: the inner ring is fixedly connected to the rear of the combustion chamber, and the outer ring is fixedly connected to the support ring, and, thus, the universal turbojet, also contains a rotational element located between the rear of the combustion chamber and the support ring: либо цилиндрическое зубчатое колесо,either a spur gear либо же звездочку, иeither an asterisk and притом, вращательный элемент соединен неподвижно с задней частью камеры сгорания.moreover, the rotational element is fixedly connected to the rear of the combustion chamber.
RU2017103708A 2017-02-03 2017-02-03 Universal turbojet engine “h” RU2669106C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017103708A RU2669106C1 (en) 2017-02-03 2017-02-03 Universal turbojet engine “h”

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017103708A RU2669106C1 (en) 2017-02-03 2017-02-03 Universal turbojet engine “h”

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2669106C1 true RU2669106C1 (en) 2018-10-08

Family

ID=63798352

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017103708A RU2669106C1 (en) 2017-02-03 2017-02-03 Universal turbojet engine “h”

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2669106C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2096644C1 (en) * 1995-05-30 1997-11-20 Тамбовский государственный технический университет Hybrid ramjet engine
RU2516769C2 (en) * 2008-08-26 2014-05-20 Хельмут ГАБЛЬ Intermittent internal combustion gas turbine
RU2576403C2 (en) * 2010-11-23 2016-03-10 Снекма Combined turbo-ramjet engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2096644C1 (en) * 1995-05-30 1997-11-20 Тамбовский государственный технический университет Hybrid ramjet engine
RU2516769C2 (en) * 2008-08-26 2014-05-20 Хельмут ГАБЛЬ Intermittent internal combustion gas turbine
RU2576403C2 (en) * 2010-11-23 2016-03-10 Снекма Combined turbo-ramjet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2399046A (en) Gas turbine power plant
US2595505A (en) Coaxial combustion products generator, turbine, and compressor
US3853432A (en) Differential gas turbine engine
US2454738A (en) Internal-combustion turbine power plant
US7458773B2 (en) Turbomachine with contrarotating fans
CN105257429B (en) Composite rocket engine
GB2230298A (en) Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US4241576A (en) Gas turbine engine
GB2485744A (en) Turbine engine with contra-rotating non-ducted propellers
JP2007516376A (en) Aircraft engine equipment
ES410317A1 (en) Centrifugal flow gas turbine engine with annular combustor
GB610113A (en) Improvements in or relating to gas-turbine engines
US2720750A (en) Revolving fuel injection system for jet engines and gas turbines
GB749009A (en) An improved jet propulsion plant
CN104879219A (en) Turbine detonation engine
US2728537A (en) Aircraft with shrouded propelling and lifting rotors
RU2669106C1 (en) Universal turbojet engine “h”
US2455458A (en) Thrust augmenting device for a system for developing propulsive thrust
US2504414A (en) Gas turbine propulsion unit
US5548952A (en) Hydrogen jet-phase engine
US4368619A (en) Centrifugal chambers gas turbine
US1934237A (en) Internal combustion turbine engine
US2639583A (en) Contrarotating gas turbine having a power turbine and a plurality of compressor-turbines in series
US2444213A (en) Rotary turbine
US2546420A (en) Internal-combustion turbine power plant

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190204