RU2674091C1 - Pulsed turbojet engine - Google Patents

Pulsed turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2674091C1
RU2674091C1 RU2017137841A RU2017137841A RU2674091C1 RU 2674091 C1 RU2674091 C1 RU 2674091C1 RU 2017137841 A RU2017137841 A RU 2017137841A RU 2017137841 A RU2017137841 A RU 2017137841A RU 2674091 C1 RU2674091 C1 RU 2674091C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chambers
pulsating
block
fuel
valve
Prior art date
Application number
RU2017137841A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Васильевич Бирюк
Леонид Павлович Шелудько
Михаил Юрьевич Лившиц
Александра Борисовна Шиманова
Артём Андреевич Шиманов
Алексей Александрович Горшкалев
Сергей Сергеевич Корнеев
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
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 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
Priority to RU2017137841A priority Critical patent/RU2674091C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2674091C1 publication Critical patent/RU2674091C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F02C5/12—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion the combustion chambers having inlet or outlet valves, e.g. Holzwarth gas-turbine plants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: pulsating turbojet engine is equipped with the inlet diffuser, compressor, gas turbine, output jet nozzle and the pulsating combustion chambers block, direct current electric motor with the gearbox. Pulsating combustion chambers block contains stationary horizontal pulsating combustion chambers, two rotating valve discs. Combustion chambers are equipped with the air inlet and gas outlet openings. Rotating valve discs are connected by the common shaft, the first of them, installed in front of the combustion chambers, has air, and the second one, installed behind the combustion chambers, has gas openings. Valve discs axes coincide with the combustion chambers block horizontal axis. Combustion chambers block contains located around this block circumference four pulsating combustion chambers, with angles between the combustion chambers radial axes equal to 90°. First valve disc has four air holes, which radial axes are located at angles of 45°, 135°, 225° and 315°. Second valve disc has four gas holes, which radial axes are located at angles of 0°, 90°, 180° and 270° relative to the combustion chambers block central vertical axis.
EFFECT: invention allows to increase the pulsating turbojet engine power, jet thrust, efficiency and reliability.
1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может использоваться в турбореактивных авиационных двигателях.The invention relates to mechanical engineering and can be used in turbojet aircraft engines.

Известен способ работы и устройство блока пульсирующих камер сгорания (патент РФ №2610362, МПК F02C 5/12, опубл. 09.02.2017 г.), содержащее три неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания с входными воздушными и выходными газовыми окнами, первый и второй вращающиеся клапанные диски, топливную систему, систему управления, систему искрового зажигания, импульсные линии зажигания, устройства искрового зажигания со свечами зажигания), трубопроводы топлива, топливный кран: первый и второй вращающиеся клапанные диски снабжены, соответственно, воздушными и газовыми окнами, оси вращающихся клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, первый клапанный диск установлен перед входными воздушными окнами камер сгорания, а второй клапанный диск установлен за выходными газовыми окнами камер сгорания, клапанные диски имеют общий вал и связаны через редуктор с электродвигателем постоянного тока; система управления связана с электродвигателем постоянного тока, система искрового зажигания связана импульсными линиями через устройство искрового зажигания со свечами зажигания в камерах сгорания, топливный кран соединен топливопроводами через топливную систему с топливными форсунками камер сгорания. Положительным качеством этого блока камер сгорания является применение в нем вращающихся пульсирующих камер сгорания связанных с электродвигателем постоянного тока, что позволяет изменять их тепловую нагрузку.A known method of operation and device block pulsating combustion chambers (RF patent No. 2610362, IPC F02C 5/12, publ. 09.02.2017), containing three stationary horizontal pulsating combustion chambers with air inlet and outlet gas windows, the first and second rotary valve disks, fuel system, control system, spark ignition system, impulse ignition lines, spark ignition devices with spark plugs), fuel pipelines, fuel cock: the first and second rotary valve disks are equipped, respectively, air and gas windows, the axes of the rotating valve disks coincide with the horizontal axis of the combustion chamber block, the first valve disk is installed in front of the air inlet windows of the combustion chambers, and the second valve disk is installed behind the gas outlet windows of the combustion chambers, valve disks have a common shaft and are connected through a gearbox with electric motor of direct current; the control system is connected to a direct current electric motor, the spark ignition system is connected by impulse lines through the spark ignition device to the spark plugs in the combustion chambers, the fuel valve is connected by fuel lines through the fuel system to the fuel nozzles of the combustion chambers. A positive quality of this block of combustion chambers is the use of rotating pulsating combustion chambers connected with a direct current electric motor, which allows changing their thermal load.

Недостатком данного устройства является то, что пульсирующие реактивные двигатели с этим блоком пульсирующих камер сгорания будут иметь недостаточную мощность и реактивную тягу из-за применения небольшого числа камер сгорания.The disadvantage of this device is that pulsating jet engines with this block of pulsating combustion chambers will have insufficient power and jet propulsion due to the use of a small number of combustion chambers.

Наиболее близким аналогом является газотурбинный двигатель периодического сгорания, содержащий воздушный компрессор, три неподвижные пульсирующие камеры сгорания, снабженные вращающимися золотниками, последовательно перекрывающими впускные и выпускные окна камер сгорания. (Э.А. Манушин, В.Е. Михальцев, А.П. Чернобровкин. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. рис. 99, стр. 239 М. «Машиностроение», 1977.).The closest analogue is a gas turbine engine of periodic combustion, containing an air compressor, three stationary pulsating combustion chambers, equipped with rotating spools, sequentially overlapping the inlet and outlet windows of the combustion chambers. (E.A. Manushin, V.E. Mikhaltsev, A.P. Chernobrovkin. Theory and design of gas turbine and combined installations. Fig. 99, p. 239 M. "Mechanical Engineering", 1977.).

Недостатки этого газотурбинного двигателя связаны с тем, что пульсирующие камеры сгорания выполнены неохлаждаемыми и снабжены вращающимися золотниками, что приводит к низкой надежности двигателя. Кроме того, этот газотурбинный двигатель не имеет системы регулирования мощности пульсирующих камер сгорания.The disadvantages of this gas turbine engine are that the pulsating combustion chambers are made uncooled and equipped with rotating spools, which leads to low reliability of the engine. In addition, this gas turbine engine does not have a power control system for pulsating combustion chambers.

Задачей данного технического решения является создание мощного турбореактивного двигателя с учетом недостатков известных аналогов.The objective of this technical solution is to create a powerful turbojet engine, taking into account the disadvantages of known analogues.

Техническим результатом данного изобретения является повышение мощности и экономичности турбореактивного двигателя.The technical result of this invention is to increase the power and efficiency of a turbojet engine.

Технический результат достигается за счет того, что пульсирующий турбореактивный двигатель, снабженный входным диффузором, компрессором, газовой турбиной, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащим неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания, два вращающихся клапанных диска, топливную систему, электродвигатель постоянного тока с редуктором, систему управления, блок зажигания, свечи зажигания, топливный насос, топливные клапаны, топливопроводы, топливные форсунки, импульсные линии; при этом камеры сгорания снабжены входными воздушными и выходными газовыми окнами, вращающиеся клапанные диски связаны общим валом, первый из них, установленный перед камерами сгорания, имеет воздушные, а второй, установленный за камерами сгорания, имеет газовые окна, оси клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, электродвигатель постоянного тока с редуктором связан со вторым клапанным диском, система управления связана импульсными линиями с системой искрового зажигания, с топливными кранами и с электродвигателем постоянного тока, причем блок камер сгорания содержит четыре пульсирующие камеры сгорания, расположенные по его окружности с углами между их радиальными осями равными 90°, первый клапанный диск имеет четыре воздушных отверстия, радиальные оси которых расположены под углами 45°, 135°,, 225° и 315°, второй клапанный диск имеет четыре газовые отверстия радиальные оси которых расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания.The technical result is achieved due to the fact that the pulsating turbojet engine is equipped with an inlet diffuser, a compressor, a gas turbine, an output jet nozzle and a block of pulsating combustion chambers containing stationary horizontal pulsating combustion chambers, two rotating valve disks, a fuel system, a direct current electric motor with a gearbox , control system, ignition unit, spark plugs, fuel pump, fuel valves, fuel lines, fuel injectors, impulse lines; the combustion chambers are equipped with air inlet and gas outlet windows, the rotating valve discs are connected by a common shaft, the first one installed in front of the combustion chambers has air windows, and the second one installed behind the combustion chambers has gas windows, the axis of the valve discs coincide with the horizontal axis block of combustion chambers, a direct current electric motor with a gearbox connected to a second valve disk, the control system is connected by impulse lines to a spark ignition system, to fuel valves and to an electric motor tor DC, the unit combustion chamber comprises four pulsating combustion chambers arranged along its circumference with angles between their radial axes equal to 90 °, the first valve disk has four air holes, the radial axes are disposed at angles 45 °, 135 °,, 225 ° and 315 °, the second valve disc has four gas openings whose radial axes are located at angles 0 °, 90 °, 180 ° and 270 ° relative to the central vertical axis of the block of combustion chambers.

Техническое решение поясняется следующими чертежами:The technical solution is illustrated by the following drawings:

- на фиг. 1 изображена принципиальная схема пульсирующего турбореактивного двигателя и его системы управления;- in FIG. 1 shows a schematic diagram of a pulsating turbojet engine and its control system;

- на фиг. 2 изображен первый клапанный диск с воздушными отверстиями;- in FIG. 2 shows a first valve disc with air holes;

- на фиг. 3 - изображен второй клапанный диск с газовыми отверстиями;- in FIG. 3 - shows a second valve disc with gas holes;

- на фиг. 4 изображен блок камер сгорания с четырьмя пульсирующими камерами сгорания.- in FIG. 4 shows a block of combustion chambers with four pulsating combustion chambers.

На фиг. 1 приведена принципиальная схема пульсирующего турбореактивного двигателя и его системы управления. Двигатель содержит: входной диффузор 1, компрессор 2, первый (левый) клапанный диск 3, горизонтальные пульсирующие камеры сгорания 4, второй (правый) клапанный диск 5, газовую турбину 6, выходное сопло 7, общий вал 8 клапанных дисков, общий вал 9 компрессора 2 и газовой турбины 6, установленный на подшипниках, топливопроводы 10, электрические свечи зажигания 11 в пульсирующих камерах сгорания 4, высоковольтные электрические линии 12, топливные форсунки 13, электромагнитный датчик 14 числа оборотов клапанных дисков 3 и 5, систему зажигания 15, электродвигатель постоянного тока с редуктором 16, систему управления 17, топливные клапаны 18, запорную задвижку 19, линию управления 20 электродвигателем постоянного тока 16, топливный насос 21, редуктор 22. Первый клапанный диск 3 соединен полым общим валом 8 со вторым клапанным диском 5, между первым 3 и вторым 5 клапанными дисками расположены горизонтальные неподвижные пульсирующие камеры сгорания 4; первый клапанный диск 3 снабжен воздушными отверстиями; второй клапанный диск 5 снабжен газовыми отверстиями, диаметры воздушных отверстий первого клапанного диска 3, диаметры газовых отверстий второго клапанного диска 5 равны диаметрам входных воздушных и выходных газовых отверстий пульсирующих камер сгорания 4. Поток воздуха через входной диффузор 1, компрессор 2, воздушные отверстия первого клапанного диска 3, камеры сгорания 4, газовые отверстия второго клапанного диска 5, газовую турбину 6 и выходное сопло 7 связан с атмосферой. Газовая турбина 6 соединена общим валом 9 с подшипниками с компрессором 2. Электромагнитный датчик 14, связан импульсной линией с входом системы управления 17. Выход которой соединен импульсными линиями с топливными клапанами 18, линией управления 20 с электродвигателем постоянного тока 16 и через блок зажигания 15 соединен высоковольтными электрическими линиями 12 с электрическими свечами 11 камер сгорания 4. Второй клапанный диск 5 через редуктор 22 связан с электродвигателем постоянного тока 16. Топливный насос 21 через запорную задвижку 19, топливные клапаны 18 и топливопроводы 10 связан с топливными форсунками 13 камер сгорания 4.In FIG. 1 is a schematic diagram of a pulsating turbojet engine and its control system. The engine contains: inlet diffuser 1, compressor 2, first (left) valve disc 3, horizontal pulsating combustion chambers 4, second (right) valve disc 5, gas turbine 6, output nozzle 7, common shaft 8 of the valve discs, common shaft 9 of the compressor 2 and a gas turbine 6 mounted on bearings, fuel lines 10, electric spark plugs 11 in pulsating combustion chambers 4, high-voltage electric lines 12, fuel nozzles 13, an electromagnetic sensor 14 of the speed of the valve discs 3 and 5, an ignition system 15, an electric motor DC current with gear 16, control system 17, fuel valves 18, gate valve 19, control line 20 of the DC motor 16, fuel pump 21, gear 22. The first valve disk 3 is connected by a hollow common shaft 8 to the second valve disk 5, between the first 3 and second 5 valve discs are horizontal stationary pulsating combustion chambers 4; the first valve disc 3 is provided with air holes; the second valve disk 5 is provided with gas holes, the diameters of the air holes of the first valve disk 3, the diameters of the gas holes of the second valve disk 5 are equal to the diameters of the inlet and outlet gas openings of the pulsating combustion chambers 4. The air flow through the inlet diffuser 1, compressor 2, the air openings of the first valve a disk 3, a combustion chamber 4, gas openings of a second valve disk 5, a gas turbine 6, and an output nozzle 7 are connected to the atmosphere. A gas turbine 6 is connected by a common shaft 9 with bearings to a compressor 2. An electromagnetic sensor 14 is connected by a pulse line to the input of the control system 17. The output of which is connected by pulse lines to the fuel valves 18, the control line 20 is connected to a DC motor 16 and is connected through the ignition unit 15 high-voltage electric lines 12 with electric candles 11 of the combustion chambers 4. The second valve disk 5 through a gearbox 22 is connected to a direct current electric motor 16. The fuel pump 21 through a shut-off valve 19, fuel nye valves 18 and 10 associated with the fuel injectors 13 of the combustion chamber 4.

Пульсирующий турбореактивный двигатель работает следующим образом. Воздух через входной диффузор 1 поступает на вход компрессора 2, сжимается в нем и, в соответствии с положением первого вращающегося клапанного диска 3, через его воздушные отверстия периодически поступает в каждую из камер сгорания 4. При определенном угле установки вращающегося второго клапанного диска 5, относительно неподвижных камер сгорания 4, первый клапанный диск 3 перекрывает вход воздуха во все четыре камеры сгорания 4, при этом открываются газовые отверстия второго клапанного диска 5. При совместном повороте обеих клапанных дисков на заданный угол последовательно осуществляются четыре рабочих такта в пульсирующих камерах сгорания 4: первый такт - с заполнением камер сгорания воздухом, второй такт - с ввод в них топлива, его искрового зажигания с повышением температуры и давления продуктов сгорания, третий такт - с выходом из камер сгорания продуктов сгорания и их расширением в газовой турбине 6. Электродвигателем постоянного тока 16 через редуктор 22 приводятся во вращение клапанные диски 5 и 3. По сигналам электромагнитного датчика 14 система управления 17 передает управляющие электрические сигналы на топливные клапаны 18, и через блок зажигания 15 и высоковольтные электрические линии 12 к электрическим свечам 11 камер сгорания 4, электродвигателю постоянного тока 16 через линию управления 20.A pulsating turbojet engine operates as follows. Air through the inlet diffuser 1 enters the inlet of the compressor 2, is compressed in it and, in accordance with the position of the first rotating valve disk 3, through its air holes periodically enters each of the combustion chambers 4. At a certain installation angle of the rotating second valve disk 5, relatively stationary combustion chambers 4, the first valve disk 3 blocks the air inlet to all four combustion chambers 4, while the gas openings of the second valve disk 5 are opened. When both valve disks are rotated together at a given angle, four working cycles are sequentially performed in pulsating combustion chambers 4: the first cycle - with filling the combustion chambers with air, the second cycle - with the introduction of fuel, spark ignition with increasing temperature and pressure of the combustion products, the third cycle - with the exit from the chambers of combustion of combustion products and their expansion in a gas turbine 6. By means of a direct current electric motor 16, valve disks 5 and 3 are driven through a gearbox 22. By the signals of the electromagnetic sensor 14, the control system 17 transmits control vlyayuschie electrical signals to the fuel valves 18, and through the ignition switch 15 and high voltage electric lines 12 to the electric spark four combustion chambers 11, DC motor 16 via a control line 20.

Топливным насосом 21 через открытую запорную задвижку 19, топливные клапаны 18 и топливопроводы 10 топливо подается к топливным форсункам 13 каждой из камер сгорания 4. При этом производится периодическое сгорание топлива в каждой из камер сгорания 4 с повышением в них температуры и давления продуктов сгорания. После открытия газовых отверстий во втором клапанном диске 5 горячие газы расширяются в газовой турбине 6, совершая работу, передаваемую по общему валу 9 на компрессор 2. Затем эти газы расширяются в выходном сопле 7, создавая двигателю реактивную тягу. Воздействуя через систему управления 17 и линию управления 20 на частоту вращения электродвигателя постоянного тока 16 с редуктором 22 можно 22 изменять число оборотов второго клапанного диска 5 и соединенного с ним общим валом 8 первого клапанного диска 3. При этом воздушные и газовые отверстия на первом 3 и втором 5 клапанных дисках периодически открывают и закрывают входные воздушные и выходные газовые отверстия камер сгорания 4, последовательно обеспечивая этапы циклической работы камер сгорания. На первом этапе рабочего цикла в камеры сгорания 4 поступает сжатый воздух из компрессора 2 через отверстия в первом клапанном диске 3; на втором этапе, после поворота клапанных дисков на заданный угол, первый 3 и второй 5 вращающиеся клапанные диски перекрывают входные воздушные и выходные газовые отверстия камер сгорания 4, топливный насос 21 создает давление перед топливными клапанами 18. По сигналу электромагнитного датчика 14 командно-топливный аппарат 17 подает управляющие электрические импульсы топливным клапанам 18, обеспечивающим подачу топлива в данную камеру сгорания 4, при этом через систему зажигания 15 по высоковольтным электрическим линиям 12 подается импульс на электрические свечи 11 зажигания данной камеры сгорания 4. При этом осуществляется поджигание топливо - воздушной смеси и резкое повышение давление и температуры продуктов сгорания; на третьем этапе рабочего цикла, после дальнейшего поворота клапанных дисков 3 и 5 на требуемый угол, первый клапанный диск 3 продолжает перекрывать входные воздушные отверстия камер сгорания 4, а оси отверстий второго клапанного диска 5 при этом продукты сгорания с большой скоростью выходят из камеры сгорания и расширяются в газовой турбине 6, обеспечивая через общий вал 9 привод компрессора 2. Затем они расширяются в выходном сопле 7, обеспечивая газотурбинной установке реактивную тягу; на четвертом этапе рабочего цикла оси отверстий первого 3 и второго 5 клапанных дисков совпадают с осями входных воздушных и выходных газовых отверстий камер сгорания 4, при этом давление воздуха после компрессора 2, оказывается большим давления остаточных газов в камерах сгорания 4, поток воздуха поступает в камеры сгорания 4; причем на втором этапе рабочего цикла воздух из компрессора 2 через воздушные отверстия в первом клапанном диске 3, поступает во внутреннюю полость блока камер сгорания 4, производя охлаждение всех камер сгорания от перегрева, после чего, нагревшись, этот воздух на втором этапе рабочего цикла покидает полость блока камер сгорания через открытые газовые отверстия второго клапанного диска 5. Путем воздействия через систему управления 17 и линию управления 20 на электродвигатель постоянного тока 16 изменяют его число оборотов и производят изменение числа оборотов клапанных дисков 3 и 5. При этом изменяется частота импульсов выдаваемых электромагнитным датчиком 14. В соответствии с этим, система управления 17 воздействует на топливные клапаны 18 и на свечи зажигания 11 камер сгорания 4. В результате изменяется частота микровзрывов в камерах сгорания 4, мощность двигателя и реактивная тяга. Камеры сгорания 4 в течении всех рабочих циклов охлаждаются сжатым воздухом, поступающим в блок камер сгорания через открывающиеся воздушные отверстия в первом клапанном диске 3 и газовые отверстия во втором клапанном диске 5. Кроме того, воздействуя на систему управления 17, величиной мощности и реактивной тяги двигателя можно управлять путем открытия или закрытия одного или нескольких топливных клапанов 18.The fuel pump 21 through the open gate valve 19, the fuel valves 18 and the fuel lines 10, the fuel is supplied to the fuel nozzles 13 of each of the combustion chambers 4. In this case, the fuel is periodically burned in each of the combustion chambers 4 with an increase in temperature and pressure of the combustion products. After opening the gas holes in the second valve disk 5, hot gases expand in the gas turbine 6, performing work transmitted along the common shaft 9 to the compressor 2. Then these gases expand in the output nozzle 7, creating a jet thrust to the engine. Acting through the control system 17 and the control line 20 on the speed of the DC motor 16 with the gearbox 22, you can change the number of revolutions of the second valve disk 5 and the first valve disk 3 connected to it by a common shaft 8. In this case, the air and gas holes on the first 3 and the second 5 valve discs periodically open and close the inlet air and outlet gas openings of the combustion chambers 4, sequentially providing stages of cyclic operation of the combustion chambers. At the first stage of the working cycle, compressed air enters the combustion chamber 4 from the compressor 2 through openings in the first valve disk 3; in the second stage, after the valve discs are rotated by a predetermined angle, the first 3 and second 5 rotary valve discs block the air inlet and outlet gas openings of the combustion chambers 4, the fuel pump 21 creates pressure in front of the fuel valves 18. At the signal of the electromagnetic sensor 14, the command-fuel apparatus 17 supplies control electric pulses to the fuel valves 18, which supply fuel to this combustion chamber 4, while a pulse is supplied through the ignition system 15 via high-voltage electric lines 12 electric spark plugs 11 of the given combustion chamber 4. In this case, the fuel - air mixture is ignited and a sharp increase in the pressure and temperature of the combustion products; in the third stage of the working cycle, after further rotation of the valve discs 3 and 5 to the required angle, the first valve disc 3 continues to block the air inlets of the combustion chambers 4, and the axis of the openings of the second valve disc 5 in this case, the combustion products exit the combustion chamber with high speed and expand in a gas turbine 6, providing a compressor 2 drive through a common shaft 9; then they expand in the output nozzle 7, providing reactive thrust to the gas turbine installation; at the fourth stage of the working cycle, the axes of the openings of the first 3 and second 5 valve discs coincide with the axes of the inlet air and outlet gas openings of the combustion chambers 4, while the air pressure after the compressor 2 is greater than the pressure of the residual gases in the combustion chambers 4, the air flow enters the chambers combustion 4; moreover, in the second stage of the working cycle, air from the compressor 2 through the air holes in the first valve disk 3, enters the internal cavity of the block of combustion chambers 4, cooling all the combustion chambers from overheating, after which, when heated, this air leaves the cavity in the second stage of the working cycle block of combustion chambers through the open gas openings of the second valve disk 5. By acting through the control system 17 and the control line 20 on the DC motor 16, its speed is changed and the number of revolutions of the valve discs 3 and 5. This changes the frequency of the pulses issued by the electromagnetic sensor 14. In accordance with this, the control system 17 acts on the fuel valves 18 and the spark plugs 11 of the combustion chambers 4. As a result, the frequency of microexplosions in the combustion chambers 4 engine power and jet thrust. The combustion chambers 4 are cooled during all working cycles by compressed air entering the block of combustion chambers through opening air holes in the first valve disk 3 and gas holes in the second valve disk 5. In addition, acting on the control system 17, the amount of power and reactive thrust of the engine can be controlled by opening or closing one or more fuel valves 18.

Применение в пульсирующем турбореактивном двигателе вращающихся клапанных дисков позволяет осуществить в камерах сгорания цикл V = Const с повышением тепловой экономичности и мощности двигателя. Принудительное вращение клапанных дисков с возможностью изменения их числа оборотов и управления подачей топлива к отдельным камерам сгорания позволяют управлять мощностью и реактивной тягой. Система охлаждения обеспечивает возможность охлаждения сжатым воздухом камер сгорания и клапанных дисков, поступающего в блок камер сгорания через воздушные отверстия в первом клапанном диске и удаляемого через газовые отверстия во втором клапанном диске. Система управления обеспечивает возможность изменения мощности и реактивной тяги двигателя - как путем управления частотой вращения клапанных дисков за счет изменения частоты вращения электродвигателя постоянного тока, так и изменением числа работающих камер сгорания за счет открытия или закрытия их топливных клапанов.The use of rotating valve disks in a pulsating turbojet engine allows the V = Const cycle to be performed in the combustion chambers with an increase in thermal efficiency and engine power. Forced rotation of the valve discs with the ability to change their speed and control the fuel supply to individual combustion chambers allows you to control power and jet thrust. The cooling system makes it possible for compressed air to cool the combustion chambers and valve disks entering the combustion chamber block through air holes in the first valve disk and removed through gas openings in the second valve disk. The control system provides the ability to change the power and jet thrust of the engine - both by controlling the speed of the valve discs by changing the speed of the DC motor, and by changing the number of working combustion chambers by opening or closing their fuel valves.

Claims (1)

Пульсирующий турбореактивный двигатель, снабженный входным диффузором, компрессором, газовой турбиной, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, содержащим неподвижные горизонтальные пульсирующие камеры сгорания, два вращающихся клапанных диска, топливную систему, электродвигатель постоянного тока с редуктором, систему управления, блок зажигания, свечи зажигания, топливный насос, топливные клапаны, топливопроводы, топливные форсунки, импульсные линии; при этом камеры сгорания снабжены входными воздушными и выходными газовыми окнами, вращающиеся клапанные диски связаны общим валом, первый из них, установленный перед камерами сгорания, имеет воздушные, а второй, установленный за камерами сгорания, имеет газовые окна, оси клапанных дисков совпадают с горизонтальной осью блока камер сгорания, электродвигатель постоянного тока с редуктором связан со вторым клапанным диском, система управления связана импульсными линиями с системой искрового зажигания, с топливными кранами и с электродвигателем постоянного тока, отличающийся тем, что блок камер сгорания содержит четыре пульсирующие камеры сгорания, расположенные по окружности этого блока с углами между радиальными осями камер сгорания, равными 90°, первый клапанный диск имеет четыре воздушных отверстия, радиальные оси которых расположены под углами 45°, 135°, 225° и 315°, второй клапанный диск имеет четыре газовые отверстия, радиальные оси которых расположены под углами 0°, 90°, 180° и 270° относительно центральной вертикальной оси блока камер сгорания.A pulsating turbojet engine equipped with an inlet diffuser, a compressor, a gas turbine, an output jet nozzle and a block of pulsating combustion chambers containing stationary horizontal pulsating combustion chambers, two rotating valve disks, a fuel system, a direct current electric motor with a reducer, a control system, an ignition unit, spark plugs ignition, fuel pump, fuel valves, fuel lines, fuel injectors, impulse lines; the combustion chambers are equipped with air inlet and gas outlet windows, the rotating valve discs are connected by a common shaft, the first one installed in front of the combustion chambers has air windows, and the second one installed behind the combustion chambers has gas windows, the axis of the valve discs coincide with the horizontal axis block of combustion chambers, a direct current electric motor with a gearbox connected to a second valve disk, the control system is connected by impulse lines to a spark ignition system, to fuel valves and to an electric motor DC generator, characterized in that the block of combustion chambers contains four pulsating combustion chambers located around the circumference of this block with angles between the radial axes of the combustion chambers equal to 90 °, the first valve disc has four air holes whose radial axes are located at angles of 45 ° , 135 °, 225 ° and 315 °, the second valve disc has four gas openings, the radial axes of which are located at angles 0 °, 90 °, 180 ° and 270 ° relative to the central vertical axis of the block of combustion chambers.
RU2017137841A 2017-10-30 2017-10-30 Pulsed turbojet engine RU2674091C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017137841A RU2674091C1 (en) 2017-10-30 2017-10-30 Pulsed turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017137841A RU2674091C1 (en) 2017-10-30 2017-10-30 Pulsed turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2674091C1 true RU2674091C1 (en) 2018-12-04

Family

ID=64603794

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017137841A RU2674091C1 (en) 2017-10-30 2017-10-30 Pulsed turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2674091C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2770376C1 (en) * 2021-01-12 2022-04-15 Суворов Степан Валентинович Pulsed cumulative rocket engine
RU2790386C1 (en) * 2022-02-03 2023-02-17 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Main pulsating ramjet engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2455677A1 (en) * 1979-05-03 1980-11-28 Meur Henri Le EXPLOSION TURBINE AND GAS DISTRIBUTION SYSTEMS BY ROTATING DISCS OR SLIDING DRAWERS
EP0503277A1 (en) * 1991-03-12 1992-09-16 Asea Brown Boveri Ag Gasturbine plant
RU2393363C1 (en) * 2009-03-03 2010-06-27 Николай Петрович Генералов Gas turbine engine
RU2463464C1 (en) * 2011-03-24 2012-10-10 Колобанова Галина Николаевна Gas turbine engine
RU2516769C2 (en) * 2008-08-26 2014-05-20 Хельмут ГАБЛЬ Intermittent internal combustion gas turbine
RU2610362C1 (en) * 2015-10-06 2017-02-09 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Pulsating combustion chambers unit method of operation and design

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2455677A1 (en) * 1979-05-03 1980-11-28 Meur Henri Le EXPLOSION TURBINE AND GAS DISTRIBUTION SYSTEMS BY ROTATING DISCS OR SLIDING DRAWERS
EP0503277A1 (en) * 1991-03-12 1992-09-16 Asea Brown Boveri Ag Gasturbine plant
RU2516769C2 (en) * 2008-08-26 2014-05-20 Хельмут ГАБЛЬ Intermittent internal combustion gas turbine
RU2393363C1 (en) * 2009-03-03 2010-06-27 Николай Петрович Генералов Gas turbine engine
RU2463464C1 (en) * 2011-03-24 2012-10-10 Колобанова Галина Николаевна Gas turbine engine
RU2610362C1 (en) * 2015-10-06 2017-02-09 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Pulsating combustion chambers unit method of operation and design

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2770376C1 (en) * 2021-01-12 2022-04-15 Суворов Степан Валентинович Pulsed cumulative rocket engine
RU2790386C1 (en) * 2022-02-03 2023-02-17 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Main pulsating ramjet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2516769C2 (en) Intermittent internal combustion gas turbine
JP5000101B2 (en) Method and apparatus for generating gas turbine engine thrust
KR20150091084A (en) External cooling fluid injection system in a gas turbine engine
US20180231256A1 (en) Rotating Detonation Combustor
US6931858B2 (en) Rotating pulse detonation system for a gas turbine engine
US20040194469A1 (en) Pulse detonation system for a gas turbine engine
RU164690U1 (en) PENDULUM-SLIDER DEVICE FOR REACTIVE DETONATION BURNING
US20170036661A1 (en) Engine jetting out combustion gas as driving force
RU2513063C1 (en) Test bench for rocket engines with thin-wall nozzles
RU2674091C1 (en) Pulsed turbojet engine
CN117451915B (en) High-temperature high-speed rotating turbine blade thermal barrier coating reliability test platform
EP2481989A2 (en) Pulse detonation turbine engine using turbine shaft speed for monitoring combustor tube operation
RU2014134793A (en) GAS-TURBINE ENGINE EQUIPPED WITH A FAN NOZZLE WITH A VARIABLE CROSS-SQUARE AREA DRIVEN TO THE STARTING POSITION
RU2610362C1 (en) Pulsating combustion chambers unit method of operation and design
US3088276A (en) Combustion products pressure generator
GB791268A (en) Improvements relating to the starting of gas turbine engines
Akbari et al. Recent developments in wave rotor combustion technology and future perspectives: a progress review
RU2670483C1 (en) Combustion chamber of a gas turbine engine
RU2738672C1 (en) Jet engine with continuous and intermittent pulse
Parraga-Ramirez et al. Development of a Wave Disk Engine Experimental Facility
US2479143A (en) Gas turbine
RU2790386C1 (en) Main pulsating ramjet engine
CA3130896A1 (en) Rotating internal combustion engine
US1197340A (en) Rotary gas-engine.
RU185450U1 (en) COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL

Legal Events

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

Effective date: 20201031