RU2791783C1 - Krishtop combined turboprop - turbojet engine (ktvtrdk) and method of its functioning - Google Patents
Krishtop combined turboprop - turbojet engine (ktvtrdk) and method of its functioning Download PDFInfo
- Publication number
- RU2791783C1 RU2791783C1 RU2021136661A RU2021136661A RU2791783C1 RU 2791783 C1 RU2791783 C1 RU 2791783C1 RU 2021136661 A RU2021136661 A RU 2021136661A RU 2021136661 A RU2021136661 A RU 2021136661A RU 2791783 C1 RU2791783 C1 RU 2791783C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turboprop
- turbojet engine
- engine
- speeds
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
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
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
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
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
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 (2)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2791783C1 true RU2791783C1 (en) | 2023-03-13 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1201526A (en) * | 1968-05-25 | 1970-08-05 | George Henry Garraway | Gas turbine power units |
US3867813A (en) * | 1971-10-05 | 1975-02-25 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbojet engine for vertical or short take-off and landing airplanes |
US4222235A (en) * | 1977-07-25 | 1980-09-16 | General Electric Company | Variable cycle engine |
JPH02283822A (en) * | 1989-04-25 | 1990-11-21 | Natl Aerospace Lab | Variable cycle engine |
RU2710841C1 (en) * | 2019-05-16 | 2020-01-14 | Анатолий Михайлович Криштоп | Reusable carrier of krishtop (rck), hybrid power unit (hpu) for rck and method of functioning with hpu (versions) |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1201526A (en) * | 1968-05-25 | 1970-08-05 | George Henry Garraway | Gas turbine power units |
US3867813A (en) * | 1971-10-05 | 1975-02-25 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbojet engine for vertical or short take-off and landing airplanes |
US4222235A (en) * | 1977-07-25 | 1980-09-16 | General Electric Company | Variable cycle engine |
JPH02283822A (en) * | 1989-04-25 | 1990-11-21 | Natl Aerospace Lab | Variable cycle engine |
RU2710841C1 (en) * | 2019-05-16 | 2020-01-14 | Анатолий Михайлович Криштоп | Reusable carrier of krishtop (rck), hybrid power unit (hpu) for rck and method of functioning with hpu (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5121440B2 (en) | Convertible gas turbine engine | |
US8562284B2 (en) | Propulsive fan system | |
US20060096272A1 (en) | Thrust vectoring aft FLADE engine | |
US9261019B2 (en) | Variable cycle gas turbine engine | |
CN110107426B (en) | Cross-medium aircraft power device based on interstage combustion chamber and turbine water-air sharing | |
US7788899B2 (en) | Fixed nozzle thrust augmentation system | |
US6637187B2 (en) | Rotary inlet flow controller for pulse detonation combustion engines | |
US4137708A (en) | Jet propulsion | |
US11453488B2 (en) | Lightweight parallel combustion lift system for vertical takeoff aircraft | |
CN112728585B (en) | System for rotary detonation combustion | |
US5074118A (en) | Air turbo-ramjet engine | |
CN106168185A (en) | Air turbine punching press combined engine and method of work thereof | |
CN113864082B (en) | Aviation jet engine | |
RU2791783C1 (en) | Krishtop combined turboprop - turbojet engine (ktvtrdk) and method of its functioning | |
CN113153577A (en) | Multistage rotary detonation rocket stamping combined engine | |
CN103726952B (en) | Shunting gas-turbine unit | |
EP3789596A1 (en) | Method of operating a gas turbine engine at a low power condition | |
US5107675A (en) | Gas turbine engine | |
CN106523187A (en) | Divided flow gas turbine engine | |
CN114856856A (en) | High-lift-limit low-oil-consumption medium bypass ratio variable cycle engine | |
CN107842423A (en) | The pushing system of water spray or methanol suitable for small-size turbojet engine | |
US4978286A (en) | Variable cycle engine passive mechanism | |
CN111042918B (en) | Variable cycle engine | |
RU2782000C1 (en) | Propeller and propeller functioning method (options) | |
CN219840723U (en) | Distributed propulsion variable cycle engine |