RU73067U1

RU73067U1 - COMBINED AIRCRAFT ENGINE

Info

Publication number: RU73067U1
Application number: RU2007124287/22U
Authority: RU
Inventors: Сергей Иванович Джаншиев; Станислав Андреевич Понятовский
Original assignee: Сергей Иванович Джаншиев; Станислав Андреевич Понятовский
Priority date: 2007-06-27
Filing date: 2007-06-27
Publication date: 2008-05-10

Abstract

Полезная модель относится к области машиностроения в частности к созданию авиационных двигателей. Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором газовая турбина установленная в струе горячих газов испытывает большие механические и температурные нагрузки. Новым в полезной модели является то, что комбинированный двигатель, содержащий двухконтурный турбореактивный двигатель, запорные механизмы, воздуховоды, высокотемпературные реактивные двигатели, отличающийся тем, что энергию для работы компрессора, обеспечивающего подачу воздуха в камеру сгорания, вырабатывает воздушная турбина, вращаемая потоком встречного воздуха, скорость которого определяется работой высокотемпературных ракетных двигателей.The utility model relates to the field of engineering, in particular to the creation of aircraft engines. A two-circuit turbojet engine is known in which a gas turbine installed in a stream of hot gases experiences large mechanical and thermal loads. New in the utility model is that a combined engine containing a dual-circuit turbojet engine, shut-off mechanisms, air ducts, high-temperature jet engines, characterized in that the energy for the operation of the compressor, which supplies air to the combustion chamber, is generated by an air turbine rotated by oncoming air flow, whose speed is determined by the operation of high-temperature rocket engines.

Description

Полезная модель относится к области машиностроения. Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором воздух окружающей среды перед подачей в камеру сгорания предварительно сжимается компрессором, который приводиться во вращение турбиной установленной в струе горячих выходных газов. Помимо этого двигатель снабжен воздушной турбиной охваченной обтекателем.The utility model relates to the field of engineering. A double-circuit turbojet engine is known, in which the ambient air, before being fed into the combustion chamber, is preliminarily compressed by a compressor, which is driven into rotation by a turbine installed in a stream of hot exhaust gases. In addition, the engine is equipped with an air turbine covered by a fairing.

Акимов В.М.. Бакулев В.И.. Курзинер. Р.И. Поляков В.В. Сосунов В.А. Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно реактивных двигателей под ред. С.М.Шляхтенко. - М.; 1987 г. стр.17-18.Akimov V.M. Bakulev V.I. Kurziner. R.I. Polyakov V.V. Sosunov V.A. Shlyakhtenko S.M. Theory and calculation of jet engines under the editorship of S.M.Shlyakhtenko. - M .; 1987 pp. 17-18.

В этой схеме газовая турбина установленная в струе выходных горячих газов вращает компрессор и воздушную турбину. Однако в данной схеме газовая турбина, установленная в струе горячих газов, испытывает большие механические и температурные нагрузки. Ограниченные прочностью In this design, a gas turbine mounted in a stream of hot exhaust gas rotates a compressor and an air turbine. However, in this scheme, a gas turbine installed in a stream of hot gases experiences large mechanical and thermal loads. Limited strength

материала лопатки турбины сдерживают увеличение температуры выходных газов, обороты и выходную мощность турбины, что отрицательно сказывается на дальнейшем совершенствовании летательных аппаратов с улучшенными техническими параметрами (грузоподъемность, скорость, экономичность и др.). Предлагаемая полезная модель предполагает после набора соответствующей скорости летательным аппаратом, исключить работу турбины установленной в струе горячих выходных газов, а силовые функции, вращающие компрессор перевести на воздушную турбину, которая будет вращать компрессор, используя напор встречного воздуха. Сущность полезной модели заключается в том, что при достижении летательным аппаратом определенной скорости, энергия для вращения компрессора отбирается от воздушной турбины вращаемой встречным потоком воздуха. В предлагаемой полезной модели встречный поток воздуха, возникающий в полете за счет работы двигателя вращает воздушную турбину, на оси которого находится компрессор и другие потребители бортовой энергии.The material of the turbine blade restrains the increase in temperature of the exhaust gases, the revolutions and the output power of the turbine, which negatively affects the further improvement of aircraft with improved technical parameters (carrying capacity, speed, economy, etc.). The proposed utility model assumes, after the aircraft has set the appropriate speed, to exclude the operation of the turbine installed in the hot exhaust gas stream, and transfer the power functions that rotate the compressor to an air turbine that will rotate the compressor using the head of oncoming air. The essence of the utility model is that when the aircraft reaches a certain speed, energy for compressor rotation is taken from the air turbine rotated by the oncoming air stream. In the proposed utility model, the oncoming air flow arising in flight due to engine operation rotates an air turbine, on the axis of which there is a compressor and other onboard energy consumers.

Новым в полезной модели является то, что комбинированный двигатель (Фиг.1) содержащий двухконтурный турбореактивный двигатель 1, запорные механизмы 4, воздуховоды 3, высокотемпературные реактивные двигатели 2 работает следующим образом: после запуска турбореактивного двигателя его компрессор дополнительно подает воздух для работы высокотемпературных реактивных двигателей. После достижения летательным аппаратом соответствующей скорости, подача топлива и воздуха на турбореактивный двигатель перекрывается запорными механизмами, и газовая турбина установленная в сопле турбореактивного двигателя перестает вращать компрессор, после чего комбинированный двигатель переходит на новый режим работы, который характеризуется тем что воздушная турбина из режима движителя переводится в режим генератора. Благодаря воздействию встречного воздушного потока воздушная турбина генерирует механическую энергию для работы бортовых систем силового оборудования. Встречный воздушный поток, поддерживается тягой создаваемой высокотемпературными New in the utility model is that the combined engine (Fig. 1) containing a dual-circuit turbojet engine 1, shut-off mechanisms 4, ducts 3, high-temperature jet engines 2 operates as follows: after starting the turbojet engine, its compressor additionally supplies air for the operation of high-temperature jet engines . After the aircraft reaches the appropriate speed, the fuel and air supply to the turbojet engine is blocked by shut-off mechanisms, and the gas turbine installed in the nozzle of the turbojet engine stops rotating the compressor, after which the combined engine switches to a new operating mode, which is characterized by the fact that the air turbine is transferred from the propulsion mode into generator mode. Due to the impact of the oncoming air flow, the air turbine generates mechanical energy for the operation of on-board systems of power equipment. Counter airflow supported by high temperature draft

реактивными двигателями, воздух на которые поступает из компрессора турбореактивного двигателя. При посадке летательного аппарата вновь включается подача топлива и воздуха на турбореактивный двигатель, а подача топлива и воздуха на высокотемпературные реактивные двигатели прекращается.jet engines, to which air comes from a turbojet engine compressor. When the aircraft lands, the fuel and air supply to the turbojet engine is turned back on, and the fuel and air supply to the high-temperature jet engines is stopped.

Claims

A combined engine containing a dual-circuit turbojet engine, shut-off mechanisms, air ducts, high-temperature jet engines, characterized in that the energy for the operation of the compressor, which provides air to the combustion chamber, is generated by an air turbine rotated by the oncoming air stream, the speed of which is determined by the operation of high-temperature rocket engines.