RU2764941C1 - Турбореактивный двигатель - Google Patents
Турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2764941C1 RU2764941C1 RU2021106520A RU2021106520A RU2764941C1 RU 2764941 C1 RU2764941 C1 RU 2764941C1 RU 2021106520 A RU2021106520 A RU 2021106520A RU 2021106520 A RU2021106520 A RU 2021106520A RU 2764941 C1 RU2764941 C1 RU 2764941C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- stage
- engine
- air
- Prior art date
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
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
- F02K3/11—Heating the by-pass flow by means of burners or combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель позволит значительно увеличить скорость и высоту полёта самолёта, будет обладать значительной экономичностью топлива, уменьшить приёмистость и размеры двигателя по сравнению с двигателями, имеющими форсажную камеру с удлинительной трубой. Целесообразно применять двигатель для установки на стратегических тяжёлых сверхзвуковых и пассажирских самолётах. Достигается обеспечение увеличенной мощности, уменьшенного расхода топлива, увеличенной скорости и высоты полёта самолёта. 5 ил.
Description
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах.
Двигатель содержит входное устройство, два осевых компрессора, свободную турбину, две кольцевые камеры сгорания, внешнее и внутреннее регулируемые сопла, полый вал.
Используемая литература:
Н.А.Максимов, В.А.Секистов «Авиадвигатели самолётов и вертолётов», М.М.Масленников «Авиационные газотурбинные двигатели», А.А.Колесников «Основы теории реактивных двигателей», Н.В.Иноземцев «Авиационные газотурбинные двигатели теория и рабочий процесс»,1955г., Патент на изобретение РФ № 27275332 «Турбореактивный двигатель».
Задачей настоящего изобретения является разработка турбореактивного двигателя увеличенной мощности, уменьшенного расхода топлива, увеличенной скорости и высоты полёта самолёта.
Наиболее близкий по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является патент на изобретение РФ № 27275332 «Турбореактивный двигатель». Турбореактивный двигатель имеет в последней ступени спрямляющий аппарат компрессора, разделительное кольцо с лабиринтными уплотнителями, перед кольцевой камерой сгорания и разделительным корпусом, которые разделяют поток сжатого воздуха компрессором на два потока: внешний, приводит во вращение турбину, окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе, и регулируется внешним регулируемым соплом; внутренний, сжатый поток компрессором, поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата и внутренние лопатки турбины и поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания, которая расположена за турбиной, скорость потока газа сгорания регулируется внутренним регулируемым соплом. Полый вал обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя. Недостатками являются: сложность изготовления лопаток спрямляющего аппарата компрессора и турбины с разделительными кольцами, нет принудительного охлаждения лопаток спрямляющего аппарата и турбины, что ограничивает температуру выходящих газов из кольцевой камеры сгорания, что в свою очередь ограничивает мощность турбореактивного двигателя.
Техническим результатом, который будет получен при осуществлении данного изобретения, является увеличение мощности турбореактивного двигателя, увеличения скорости и высоты полёта самолёта.
Требуемый технический результат достигается тем, что двигатель имеет свободную турбину, которая вращает компрессор №2. Воздух в компрессор №2 поступает через полые корпуса - стоек крепления воздухозаборника, расположенных за свободной турбиной, кольцевую камеру сгорания, расположенную за компрессором №2, принудительным охлаждением лопаток спрямляющего аппарата и турбин наружным воздухом. Наружный воздух, поступающий, для охлаждения спрямляющего аппарата и турбин способствует увеличению тяги двигателя, увеличивает общий объём воздуха, проходящий через двигатель. Регулируемыми внешними и внутренними створками сопла.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображён общий вид предлагаемого турбореактивного двигателя. Фиг.1. Турбореактивный двигатель содержит:
1.Охлаждающий поток воздуха;
2.Поток воздуха, поступающий в компрессор №1;
3.Компрессор №1;
4.Сквозной полый вал;
5.Основная кольцевая камера сгорания;
6.Первая ступень турбины;
7.Вторая ступень турбины;
8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;
9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;
10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;
11.Свободная турбина;
12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;
13. Полый корпус - стойку воздухозаборника компрессора №2
14. Корпус двигателя;
15.Внешний корпус компрессора №2;
16.Движение воздуха в компрессоре №2;
17.Комрессор №2;
18.Передняя стойка крепления кольцевой камеры сгорания;
19.Внешний корпус кольцевой камеры сгорания;
20.Кольцевая камера сгорания;
21.Задняя стойка крепления кольцевой камеры сгорания;
22.Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания;
23.Внешнее регулируемое сопло;
24.Внутреннее регулируемое сопло;
На фиг.2 изображён фрагмент турбореактивного двигателя. Фиг.2. содержит:
2.Поток воздуха, поступающий в компрессор №1;
6.Первая ступень турбины;
7.Вторая ступень турбины;
8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;
9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;
10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;
11.Свободная турбина;
12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;
13. Корпус - стойка воздухозаборника компрессора №2 с лабиринтным уплотнителем;
14.Корпус двигателя;
25.Переходник подачи воздуха первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями;
26.Переходник подачи воздуха второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями;
27.Переходник подачи воздуха турбины №2 с лабиринтными уплотнителями;
28.Внешний корпус первой ступени турбины 6;
29.Охлаждающие спрямляющие лопатки первой ступени турбины 6;
30.Кольцевой корпус первой ступени турбины 6;
31.Охлаждающие внешние лопатки первой ступени турбины 6;
32.Внешний корпус второй ступени турбины 7;
33.Охлаждающие спрямляющие лопатки второй ступени турбины 34.Кольцевой корпус второй ступени турбины 7;
35.Охлаждающие внешние лопатки второй ступени турбины 7;
36.Внешний корпус турбины 11 компрессора №2;
37.Спрямляющие лопатки турбины 11 компрессора №2;
38.Охлаждающие внешние лопатки турбины 11 компрессора №2;
39.Кольцевой корпус турбины 11 компрессора №2;
На фиг.3 изображён фрагмент полых корпусов - стоек воздухозаборников компрессора №2 турбореактивного двигателя. Фиг.3. содержит:
4.Сквозной полый вал;
12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;
13. Корпус - стойка воздухозаборника компрессора №2 с лабиринтным уплотнителем;
14 Корпус удлинительной трубы двигателя;
15.Внешний корпус компрессора №2;
17.Комрессор №2;
На фиг.4 изображён фрагмент первой ступени турбины 6, второй ступени турбины 7 и турбины 11 компрессора №2 турбореактивного двигателя. Фиг.4. содержит:
6.Первая ступень турбины;
7.Вторая ступень турбины;
8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;
9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;
10.Поток воздуха, поступающий в ступень турбины компрессора №2;
11.Свободная турбина;
25.Переходник подачи воздуха первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями;
26.Переходник подачи воздуха второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями;
27.Переходник подачи воздуха свободной турбины с лабиринтными уплотнителями;
28.Внешний корпус первой ступени турбины 6;
29.Охлаждающие спрямляющие лопатки первой ступени турбины 6;
30.Кольцевой корпус первой ступени турбины 6;
31.Охлаждающие внешние лопатки первой ступени турбины 6;
32.Внешний корпус второй ступени турбины 7;
33.Охлаждающие спрямляющие лопатки второй ступени турбины 7;
34.Кольцевой корпус второй ступени турбины 7;
35.Охлаждающие внешние лопатки второй ступени турбины 7;
36. Внешний корпус свободной турбины 11;
37.Охлаждающие спрямляющие лопатки свободной турбины 11;
38.Охлаждающие внешние лопатки свободной турбины 11;
39.Кольцевой корпус свободной турбины 11;
40.Лопатки турбины 6;
41.Выходные отверстия лопаток турбины 6, воздуха поступающий, в первую ступень турбины 6;
42.Лопатки спрямляющего аппарата турбины 6 первой ступени;
43.Выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата турбины 6, воздуха поступающий, в первую ступень турбины;
44.Выходные отверстия лопаток 45 турбины 11 потока воздуха, поступающего в ступень турбины компрессора №2;
45.Лапатки турбины 11 компрессора №2;
46. Выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата свободной турбины;
47. Лопатки спрямляющего аппарата свободной турбины 11;
48.Лопатки второй ступени турбины 7;
49.Выходные отверстия лопаток второй ступени турбины 7;
50.Лопатки спрямляющего аппарата второй ступени турбины 7;
51.Выходные отверстия лопаток второй ступени спрямляющего аппарата турбины 7;
52.Воздуховод свободной турбины 11 ;
53.Воздуховод турбины 7;
54.Воздуховод свободной турбины 11;
На фиг.5 изображён фрагмент свободной турбины 11. Фиг.5. содержит:
10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;
36.Внешний корпус свободной турбины 11;
37.Охлаждающие спрямляющие лопатки свободной турбины 11;
38. Охлаждающие внешние лопатки свободной турбины 11;
39.Кольцевой корпус свободной турбины 11;
52.Воздуховод свободной турбины 11;
Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. Воздушный поток 2, поступает в компрессор №1 3, происходит сжатие воздуха и поступает в основную кольцевую камеру сгорания 5, происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством. Образовавшийся в основной кольцевой камере сгорания 5, газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, поступает на лопатки первой ступени турбины 6 и второй ступени турбины 7, вращает компрессор №1 3. Далее газовый поток поступает на лопатки свободной турбины 11 и вращает её вместе с компрессором №2 17. Выходящий газовый поток проходит между корпусом двигателя 14 , внешним корпус 15 компрессора №2 и внешним корпусом 19 кольцевой камеры сгорания 20, скорость выходящих газов регулируется внешним регулируемым соплом 23. Сквозной полый вал 4 обеспечивает охлаждение внутренних узлов двигателя и кольцевой камеры сгорания 20.
Свободная турбина 11 вращает компрессор №2. Наружный поток воздуха 12, поступает в компрессор №2 через полые корпуса - стоек воздухозаборников компрессора №2 13. При движении потока воздуха 12 в компрессоре №2, выполняется повышение давления и подача его в кольцевую камеру сгорания 20, происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством. Образовавшийся в кольцевой камере сгорания 20, газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, беспрепятственно выходит из кольцевой камеры сгорания. Скорость истечения газа регулируется внутренним регулируемым соплом 24.
Лопатки спрямляющего аппарата 42, первой ступени турбины 6 охлаждаются потоком воздуха 8, который дожимается охлаждающими внешними лопатками 31 первой ступени турбины 6, проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 29 первой ступени турбины 6 и по воздуховоду 52, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 42 турбины 6, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 43 турбины 6. Далее, охлаждающий воздух 8, поступает в переходник подачи воздуха 25, первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 40 турбины 6, выходя через выходные отверстия лопаток 41 турбины 6 охлаждает её.
Лопатки спрямляющего аппарата 50, второй ступени турбины 7 охлаждаются потоком воздуха 9 который дожимается охлаждающими внешними лопатками 35 первой ступени турбины 7 проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 33 второй ступени турбины 7 и по воздуховоду 53, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 50 турбины 7, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 51 турбины 7. Далее, охлаждающий воздух 9, поступает в переходник подачи воздуха 26, второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 48 турбины 7, выходя через выходные отверстия лопаток 49 турбины 7, охлаждает её.
Лопатки спрямляющего аппарата 47, свободной турбины 11 охлаждаются потоком воздуха 10 который дожимается охлаждающими внешними лопатками 38 свободной турбины 11, проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 37 свободной турбины 11 и по воздуховоду 54, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 47 свободной турбины 11, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 46 свободной турбины 11. Далее охлаждающий воздух 10, поступает в переходник подачи воздуха 27, свободной турбины 11 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 45 свободной турбины 11, выходя через выходные отверстия лопаток 44 свободной турбины 11, охлаждает её.
При работе двигателя топливо подаётся одновременно, от минимальной до максимальной тяги, в основную кольцевую камеру сгорания 5 и в кольцевую камеру сгорания 20. Кольцевая камера сгорания 20 не находится в потоке воздуха, как это имеет место в турбореактивных двигателях имеющих форсажные камеры (кольцевая камера сгорания 20 выполняет работу форсажной камеры), расположенные в удлинительной трубе двигателя, что не ухудшает КПД первой ступени турбины 6, второй ступени турбины 7 и свободной турбины 11. Сжигание топлива в кольцевой камере сгорания 20 может происходить при большей температуре, чем основной камере сгорания 5, так как нет препятствий выходящим газам, что может увеличивать тягу и экономичность двигателя. Скорость истечение газа из внутреннего регулируемого сопла 24 значительно выше, чем из внешнего регулируемого сопла 23. Вследствие инжекции, уменьшается давление газов проходящих между корпусом удлинительной трубы двигателя 14 и внешний корпус 15 компрессора №2, внешним корпусом 19 кольцевой камеры сгорания №2. Это приводит к увеличению КПД турбин 7,8,11. Чтобы не превысить максимальные обороты двигателя необходимо уменьшить подачу топлива в основную кольцевую камеру сгорания 5 и переправить в кольцевую камеру сгорания 20, что увеличит тягу двигателя.
Достижение максимальной тяги двигателя осуществляется большим количеством подачи топлива в кольцевую камеру сгорания 20, при максимальных оборотах. Конструкция кольцевой камеры сгорания 20, аналогична основной кольцевой камере сгорания 5 и имеет идентичные конструктивные элементы, присущие кольцевым камерам сгорания, такие как: корпус камеры сгорания, форсунки, жаровая труба, кожух камеры сгорания, стабилизаторы пламени сгорания и запальное устройство (плазменный воспламенитель). Внутренние 24 и внешние 23 регулируемые створки сопел выполняют функцию поддержания максимальной скорости истечения газов при различных режимах работы двигателя от малой до максимальной тяги двигателя.
Кольцевая камера сгорания 20 выполняет, роль форсажной камеры. Форсажной камере необходима удлинительная труба, для повышенной эффективности сгорания топлива, что значительно увеличивает габариты двигателя. Полый вал в конструкции турбореактивного двигателя охлаждает внутренние узлы двигателя и элементы затурбинной кольцевой камеры сгорания.
При работе форсажной камеры большая тяга двигателя достигается за счёт большого расхода топлива, так как горение топлива происходит при малом давлении и уменьшенным количеством кислорода в газовом потоке и его большой скорости.
Охлаждение лопаток спрямляющего аппарата и лопаток турбин наружным воздухом увеличит расход воздуха через двигатель, одновременное сжигание топлива в основной кольцевой камере сгорания 5 и в кольцевой камере сгорания 20 на максимальных оборотах, приведет к увеличению мощности и экономичности двигателя по сравнению с двигателями, имеющими форсажные камеры.
Предложенное техническое решение неизвестно из уровня техники по доступным источникам информации, из которого явным образом следует для специалиста двигателестроения, и может быть практически реализовано в серийном производстве по обычной технологии, то есть соответствует критериям патентоспособности.
Claims (1)
- Турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, корпус двигателя, компрессор, на последней ступени которого установлен спрямляющий аппарат с разделительным кольцом, две кольцевые камеры сгорания, турбину с разделительными кольцами, два регулируемых сопла, сквозной полый вал, отличающийся тем, что двигатель имеет турбину, где ступени первой, второй и свободной турбин охлаждаются наружным воздухом, который дожимается охлаждающими лопатками турбин, свободная турбина (11) вращает компрессор №2, наружный поток воздуха (12) поступает в компрессор №2 (17) через полые корпусы - стойки воздухозаборников компрессора №2 (13), поток воздуха (12) в компрессоре №2 повышает давление и его подачу в кольцевую камеру сгорания (20), происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством; образовавшийся газовый поток в кольцевой камере сгорания (20) беспрепятственно выходит из неё; скорость истечение газа регулируется внутренним регулируемым соплом (24), скорость истечение газа из турбин регулируется внешним регулируемым соплом (23).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021106520A RU2764941C1 (ru) | 2021-03-12 | 2021-03-12 | Турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021106520A RU2764941C1 (ru) | 2021-03-12 | 2021-03-12 | Турбореактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2764941C1 true RU2764941C1 (ru) | 2022-01-24 |
Family
ID=80445390
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021106520A RU2764941C1 (ru) | 2021-03-12 | 2021-03-12 | Турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2764941C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2576403C2 (ru) * | 2010-11-23 | 2016-03-10 | Снекма | Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель |
| CN108087149A (zh) * | 2016-11-22 | 2018-05-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种高推重比低油耗的涡喷发动机 |
| US20200102913A1 (en) * | 2013-09-20 | 2020-04-02 | United Technologies Corporation | Auxiliary device for three air flow path gas turbine engine |
| US20200224607A1 (en) * | 2018-11-07 | 2020-07-16 | Aecc Hunan Aviation Powerplant Research Institute | Aircraft and engine thereof |
| RU2727532C1 (ru) * | 2019-11-29 | 2020-07-22 | Владимир Дмитриевич Куликов | Турбореактивный двигатель |
-
2021
- 2021-03-12 RU RU2021106520A patent/RU2764941C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2576403C2 (ru) * | 2010-11-23 | 2016-03-10 | Снекма | Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель |
| US20200102913A1 (en) * | 2013-09-20 | 2020-04-02 | United Technologies Corporation | Auxiliary device for three air flow path gas turbine engine |
| CN108087149A (zh) * | 2016-11-22 | 2018-05-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种高推重比低油耗的涡喷发动机 |
| US20200224607A1 (en) * | 2018-11-07 | 2020-07-16 | Aecc Hunan Aviation Powerplant Research Institute | Aircraft and engine thereof |
| RU2727532C1 (ru) * | 2019-11-29 | 2020-07-22 | Владимир Дмитриевич Куликов | Турбореактивный двигатель |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3368352A (en) | Gas turbine engines | |
| US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US6442930B1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US7788899B2 (en) | Fixed nozzle thrust augmentation system | |
| US20180355793A1 (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
| US20190063372A1 (en) | TRREN Exhaust Nozzle-M-Spike Turbo Ram Rocket | |
| US8973374B2 (en) | Blades in a turbine section of a gas turbine engine | |
| US20180356099A1 (en) | Bulk swirl rotating detonation propulsion system | |
| GB1493049A (en) | Turbofan engine | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| US20210140641A1 (en) | Method and system for rotating detonation combustion | |
| RU2727532C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| US3418808A (en) | Gas turbine engines | |
| WO2014120115A1 (en) | Reverse-flow core gas turbine engine with a pulse detonation system | |
| CN112728585B (zh) | 用于旋转爆震燃烧的系统 | |
| US3896615A (en) | Gas turbine engine for subsonic flight | |
| GB1069217A (en) | Improvements relating to engines | |
| US20160363048A1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2764941C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| US7093446B2 (en) | Gas turbine engine having improved core system | |
| RU2707105C2 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
| RU2613755C1 (ru) | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| GB800602A (en) | Improvements in or relating to jet propulsion gas turbine engines | |
| GB1503425A (en) | Gas turbine ducted fan jet engines for supersonic flight | |
| FR2389772A1 (en) | Jet engine for subsonic aircraft - has hollow rotor with internal blades to produce secondary stream of air within annular primary stream |