RU2791783C1

RU2791783C1 - Krishtop combined turboprop - turbojet engine (ktvtrdk) and method of its functioning

Info

Publication number: RU2791783C1
Application number: RU2021136661A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Криштоп
Original assignee: Анатолий Михайлович Криштоп
Filing date: 2021-12-10
Publication date: 2023-03-13

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of air-jet engines that combine the advantages of turboprop engines and turbojet engines that operate efficiently in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, and which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation, providing high efficiency, economy and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h, and high efficiency with a specific impulse equal to 3000 at aircraft speeds in the Mach 1-2 range. One common air compressor driven by the gas turbine of the turbojet engine is used to ensure the efficient operation of the turboprop engine during take-off, landing, reaching flight speeds up to 800 km/h and to ensure the efficient operation of the turbojet engine during flight stages above 800 km/h and supersonic speeds of Mach 1-2 with the turboprop engine switched off.

EFFECT: high efficiency, economy and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h, and high efficiency with a specific impulse equal to 3000 at aircraft speeds in the Mach 1-2 range.

2 cl, 1 dwg

Description

Заявленное изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации.The claimed invention relates to the field of jet engines that operate effectively in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation.

Из существующего уровня техники известны турбовинтовые двигатели (ТВД) - основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8-12%) за счет истечения продуктов сгорания и турбореактивные двигатели (ТРД) - основная тяга которых создается струей истечения продуктов сгорания из реактивного сопла. Достоинства ТВД высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час, а достоинства ТРД - это высокая эффективность с удельным импульсом, равным 3000 (отношением тяги к секундному расходу топлива) при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха. Однако в настоящее время из уровня техники неизвестен воздушно-реактивный двигатель (ВРД), сочетающий в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающий в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность, присущие ТВД, в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000, присущим ТРД, при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха, в соответствии с Л [1-2].Turboprop engines (THEs) are known from the existing level of technology - the main thrust is created by a propeller, and a rather significant additional thrust (8-12%) due to the outflow of combustion products and turbojet engines (TRDs) - the main thrust of which is created by a jet of outflow of combustion products from a jet engine. nozzles. The advantages of a turbojet engine are high efficiency, efficiency and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h, and the advantages of a turbojet engine are high efficiency with a specific impulse equal to 3000 (the ratio of thrust to second fuel consumption) at aircraft speeds in the range of 1-2 Mach. However, at present, an air-jet engine (AJE) is unknown from the prior art, which simultaneously combines the advantages of a theater and turbojet engine, effectively operates in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, and which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation, providing high efficiency, efficiency and reliability inherent in a theater of operations in the aircraft speed range of 0-800 km / h and high efficiency with a specific impulse equal to 3000 inherent in turbojet engines at aircraft speeds in the range of Mach 1-2, in accordance with L [1-2].

Таким образом, остается актуальной задача создания воздушно-реактивного двигателя, сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 МахаThus, the problem of creating an air-jet engine that simultaneously combines the advantages of a theater and turbojet engine, effectively operating in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, and which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation, providing high Efficiency, economy and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h and high efficiency with a specific impulse of 3000 at aircraft speeds in the Mach 1-2 range

Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание воздушно-реактивного двигателя, сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.The objective of achieving the technical result to which the claimed invention is directed is the creation of an air-jet engine that simultaneously combines the advantages of a theater and turbojet engine, effectively operating in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, and which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation, providing high efficiency, efficiency and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h and high efficiency with a specific impulse equal to 3000 at aircraft speeds in the Mach 1-2 range.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель, по пункту 1 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is solved by the proposed Combined turboprop - turbojet engine, according to paragraph 1 of the claims.

Технический результат достигается также в способе функционирования Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя, по пункту 2 формулы изобретения. Сущность изобретения поясняется чертежом Фиг. 1.The technical result is also achieved in the method of functioning of the Combined turboprop - turbojet engine, according to paragraph 2 of the claims. The essence of the invention is illustrated by the drawing Fig. 1.

На чертеже Фиг. 1 представлена функциональная схема Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя, где в одном корпусе 13 турбореактивный двигатель, содержащий воздухозаборник 14 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного напора воздуха с минимальными потерями, воздушный компрессор 15, камеру сгорания с топливными форсунками 20, газовую турбину 21 привода воздушного компрессора 15 и выходное реактивное сопло 22, например, с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например, без форсажной камеры, а также включает в себя в одном корпусе 13 турбовинтовой двигатель, содержащий механический редуктор 5 с двумя выходными валами 1 и 4 противоположного с одинаковой скоростью вращения, на которых установлены воздушные винты 2 и 3, лопасти которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, содержащий также камеру сгорания с топливными форсунками 10, газовую турбину 11 привода механического редуктора 5 и выходное нерегулируемое реактивное сопло 12, и при этом также включает в себя в одном корпусе 13 герметичную емкость 16, для сжатого воздушным компрессором 15 воздуха, которая содержит отдельную клапанную решетку 9, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания с топливными форсунками 10 турбовинтового двигателя и отдельную клапанную решетку 19, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания с топливными форсунками 20 турбореактивного двигателя, а также содержит герметичные уплотнения 6 и 8 вала 7 привода механического редуктора 5 от газовой турбины 11 турбовинтового двигателя и герметичное уплотнение 18 вала 17 привода воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21 турбореактивного двигателя.In the drawing of Fig. 1 shows a functional diagram of a combined turboprop - turbojet engine, where in one housing 13 there is a turbojet engine containing an air intake 14 with adjustable dimensions and a changeable shape, allowing for the greatest use of subsonic and supersonic air velocity with minimal losses, an air compressor 15, a combustion chamber with fuel nozzles 20, a gas turbine 21 for driving an air compressor 15 and an outlet jet nozzle 22, for example, with adjustable sizes and shapes, allowing efficient operation at subsonic and supersonic speeds, for example, without an afterburner, and also includes a turboprop engine in one housing 13 , containing a mechanical gearbox 5 with two output shafts 1 and 4 opposite with the same rotation speed, on which propellers 2 and 3 are installed, the blades of which have the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees, also containing a camera a combustion chamber with fuel injectors 10, a gas turbine 11 for driving a mechanical gearbox 5 and an outlet unregulated jet nozzle 12, and at the same time it also includes a sealed container 16 in one housing 13, for air compressed by an air compressor 15, which contains a separate valve grille 9, having the ability to control the supply of compressed air to the combustion chamber with fuel injectors 10 of the turboprop engine and a separate valve grill 19, which has the ability to control the supply of compressed air to the combustion chamber with fuel injectors 20 of the turbojet engine, and also contains hermetic seals 6 and 8 of the drive shaft 7 a mechanical gearbox 5 from the gas turbine 11 of the turboprop engine and a hermetic seal 18 of the shaft 17 of the air compressor drive 15 from the gas turbine 21 of the turbojet engine.

Работа Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя (далее -КТВТРД), описанного по чертежу Фиг. 1 и установленного на самолет, конструктивно имеющий возможность полетов со скоростями до 2 Махов, осуществляется следующим образом. В исходном положении лопасти воздушных винтов 2 и 3 в положении нулевого угла атаки, отдельные клапанные решетки 9 и 19, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в закрытом состоянии, а воздухозаборник 14 и выходное реактивное сопло 22 в положении дозвукового режима полета. Далее стартером (на эскизе не показан) раскручивается турбина воздушного компрессора 15 вместе с валом 17 привода воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21. При достижении достаточного давления воздуха, сжатого воздушным компрессором 15 в герметичной емкости 16, открывается отдельная клапанная решетка 19 на величину массового расхода сжатого воздуха, достаточного для расхода топлива в топливных форсунках 20, обеспечивающих полное сгорание топлива в камере сгорания и эффективную работу газовой турбины 21 турбореактивного двигателя в режиме привода только воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21 с небольшой дополнительно реактивной тягой выходного реактивного сопла 22 турбореактивного двигателя. Затем открывается отдельная клапанная решетка 9 на величину массового расхода сжатого воздуха, достаточного для расхода топлива в топливных форсунках 10, обеспечивающих эффективную работу газовой турбины 11 привода механического редуктора 5 с воздушными винтами 2 и 3 турбовинтового двигателя. Затем регулируя угол атаки лопастей воздушных винтов 2 и 3 от нулевого до обычно 30-40 градусов, в соответствии с Л [1-2], обеспечивают оптимальную величину тяги турбовинтового двигателя на режимах взлета, полета со скоростями до 800 км/час и посадки. Для увеличения скорости полета более 800 км/час открывается отдельная клапанная решетка 19 на максимальную величину массового расхода сжатого воздуха, с максимально достаточным расходом топлива в топливных форсунках 20, обеспечивающих полное сгорание топлива к камере сгорания и эффективную работу газовой турбины 21 турбореактивного двигателя в режиме привода не только воздушного компрессора 15 от газовой турбины 2, но и с максимальной тягой выходного реактивного сопла 22 турбореактивного двигателя. Одновременно угол атаки лопастей воздушных винтов 2 и 3 переводится в положение 90 градусов для максимального уменьшения лобового сопротивления и отключается подача топлива на топливные форсунки 10 и полностью закрывается отдельная клапанная решетка 9, уменьшая до нуля величину массового расхода сжатого воздуха, тем самым отключая в резерв турбовинтовой двигатель в составе КТВТРД. И дальнейший полет со сверхзвуковыми скоростями самолет с КТВТРД осуществляет с соответствующим регулированием воздухозаборника 14 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного напора воздуха с минимальными потерями и выходного реактивного сопла 22 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Уменьшение сверхзвуковой скорости полета самолета и переход на скорость полета 800 км/час и ниже до скорости приземления осуществляется КТВТРД в обратном порядке до исходного положения КТВТРД.The operation of the Combined turboprop - turbojet engine (hereinafter referred to as KTVTRD), described according to the drawing of Fig. 1 and installed on an aircraft, structurally capable of flying at speeds up to Mach 2, is carried out as follows. In the initial position, the blades of the propellers 2 and 3 are in the position of zero angle of attack, the individual valve grilles 9 and 19, which have the ability to control the supply of compressed air in the closed state, and the air intake 14 and the outlet jet nozzle 22 in the position of the subsonic flight mode. Next, the starter (not shown in the sketch) spins the turbine of the air compressor 15 together with the shaft 17 of the drive of the air compressor 15 from the gas turbine 21. When sufficient pressure of the air compressed by the air compressor 15 in the sealed container 16 is reached, a separate valve grille 19 opens by the amount of mass flow compressed air sufficient for fuel consumption in fuel injectors 20, ensuring complete combustion of the fuel in the combustion chamber and efficient operation of the gas turbine 21 of the turbojet engine in the mode of driving only the air compressor 15 from the gas turbine 21 with a small additional jet thrust of the outlet jet nozzle 22 of the turbojet engine. Then a separate valve grille 9 opens to the amount of mass flow rate of compressed air sufficient for fuel consumption in fuel injectors 10, which ensure the efficient operation of the gas turbine 11 of the drive of the mechanical gearbox 5 with propellers 2 and 3 of the turboprop engine. Then, by adjusting the angle of attack of the propeller blades 2 and 3 from zero to usually 30-40 degrees, in accordance with L [1-2], the optimal thrust of the turboprop engine is provided for take-off, flight at speeds up to 800 km/h and landing. To increase the flight speed over 800 km / h, a separate valve array 19 opens to the maximum value of the mass flow rate of compressed air, with the maximum sufficient fuel flow in the fuel injectors 20, ensuring complete combustion of the fuel to the combustion chamber and efficient operation of the gas turbine 21 of the turbojet engine in drive mode not only the air compressor 15 from the gas turbine 2, but also with the maximum thrust of the outlet jet nozzle 22 of the turbojet engine. At the same time, the angle of attack of the propeller blades 2 and 3 is shifted to a position of 90 degrees to minimize drag and the fuel supply to the fuel injectors 10 is turned off and a separate valve grille 9 is completely closed, reducing the compressed air mass flow rate to zero, thereby turning off the turboprop engine as part of the KTVRD. And further flight at supersonic speeds, the aircraft with KTVTED carries out with the appropriate regulation of the air intake 14 with adjustable dimensions and variable shape, allowing for the greatest use of subsonic and supersonic air pressure with minimal losses and the outlet jet nozzle 22 with adjustable sizes and shape, allowing you to work effectively on subsonic and supersonic speeds. The decrease in the supersonic flight speed of the aircraft and the transition to a flight speed of 800 km / h and below to the landing speed is carried out by the CVTRJ in the reverse order to the initial position of the CVTRJ.

Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании воздушно-реактивного двигателя «Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя», сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.Thanks to the above, the invention achieves a technical result, which consists in creating an air-jet engine "Combined turboprop - turbojet engine", which simultaneously combines the advantages of a theater and turbojet engine, effectively operating in a wide range - from zero to supersonic speeds up to Mach 2, and which can be used for long-range supersonic highly efficient and reliable aviation, providing high efficiency, economy and reliability in the aircraft speed range of 0-800 km/h and high efficiency with a specific impulse of 3000 at aircraft speeds in the Mach 1-2 range.

Список литературыBibliography

1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003.1. Kulagin V.V. Theory, calculation and design of aircraft engines and power plants. Ed. 2nd. M. Engineering. 2003.

2. Скубачевский Г.С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.2. Skubachevskiy G.S., Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts, 2nd ed., M., 1965; "Aviation and Cosmonautics", 1963, No. 3, p. 6-13; 1966, No. 2, p. 60-64; 1967, No. 7, p. 57-61.

Claims

1. Combined turboprop - turbojet engine, characterized in that it includes in one housing a turbojet engine containing an air intake with adjustable dimensions and a changeable shape, allowing for the greatest use of subsonic and supersonic air pressure with minimal losses, an air compressor, a combustion chamber with fuel injectors, a gas turbine for driving an air compressor and an outlet jet nozzle with adjustable sizes and shape, allowing efficient operation at subsonic and supersonic speeds with or without an afterburner, and also includes a turboprop engine containing a mechanical gearbox with two opposite output shafts with the same speed of rotation, on which propellers are installed, the blades of which have the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees, which also contains a combustion chamber with fuel injectors MI, a gas turbine for driving a mechanical gearbox and an outlet unregulated jet nozzle, and at the same time also includes in one housing a sealed container for air compressed by an air compressor, which contains a separate valve grill, which has the ability to control the supply of compressed air to the combustion chamber of a turboprop engine, and a separate valve grill, which has the ability for controlled supply of compressed air to the combustion chamber of the turbojet engine, and also contains hermetic seals for the drive shaft of the mechanical gearbox from the gas turbine of the turboprop engine and a hermetic seal for the drive shaft of the air compressor from the gas turbine of the turbojet engine.

2. The method of operation of the combined turboprop - turbojet engine according to claim 1, which consists in using one common air compressor driven by a gas turbine of a turbojet engine to ensure efficient operation of the turboprop engine during takeoff, landing, reaching flight speeds up to 800 km / h and for ensuring efficient operation of the turbojet engine at flight stages above 800 km/h and further at supersonic speeds of Mach 1-2 with the turboprop engine decommissioned.