RU98115965A - Оппозитный реактивный двигатель - Google Patents
Оппозитный реактивный двигательInfo
- Publication number
- RU98115965A RU98115965A RU98115965/06A RU98115965A RU98115965A RU 98115965 A RU98115965 A RU 98115965A RU 98115965/06 A RU98115965/06 A RU 98115965/06A RU 98115965 A RU98115965 A RU 98115965A RU 98115965 A RU98115965 A RU 98115965A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- combustion chamber
- jet engine
- engine according
- nozzles
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims 25
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims 5
- 210000003746 Feathers Anatomy 0.000 claims 3
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims 1
- 230000000977 initiatory Effects 0.000 claims 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims 1
Claims (15)
1. Оппозитный реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания или пороховую камеру, систему подачи топлива или топливной смеси, сопло, средства инициации горения топлива в камере сгорания и приготовления рабочего тела, газорасходующую и газоускоряющую части, корпуса этих частей и систему охлаждения двигателя, отличающийся тем, что газоускоряющий элемент сопла - раструб находится внутри камеры сгорания и имеет соединение с корпусом камеры сгорания в своей широкой части, отверстие F кр. сопла находится напротив дна камеры сгорания, топливопроводы проходят вначале к отверстию F кр. сопла, образуют вокруг F кр. камеру теплообменника, проходят в нижнюю, раструбную часть сопла, а механизмы впрыска топлива в камеру сгорания на уровне соединения корпусов камеры сгорания и сопла.
2. Оппозитный реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что пороховые газы имеют каналы для входа во внешний контур сопла у места соединения этого контура с соплом или в виде еще и дополнительных отверстий в стенках внешнего контура выше раструбной части блока двигателя.
3. Оппозитный реактивный двигатель по пп.1 и 2, отличающийся тем, что каналы для прохода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя расположены у места соединения корпуса камеры сгорания с корпусом сопла, где также находятся и форсунки впрыска топлива в камеру сгорания двигателя.
4. Оппозитный реактивный двигатель по пп. 1 - 3, отличающийся тем, что сопло в продольном разрезе имеет ступенчатую форму, где каждая ступенька является местом для расположения сопловых отверстий F кр., а эти отверстия находятся в шахматном порядке в стенках сопла или же имеют рядное положение вдоль ступенек стенки сопла, также возможны и щелевые отверстия F кр.
5. Оппозитный реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания и газоускоряющий блок имеют в плане форму клиновидного кольцевого или спирального блока, отверстия сопла F кр. находятся либо в стенках газоускоряющего клиновидного элемента сопла, либо в верхней части сужения этого элемента, либо имеют форму щелей, топливная система повторяет форму кольцевого или спирального блока двигателя, камеры сгорания у кольцевых сопел выполнены раздельными или сообщающимися.
6. Оппозитный реактивный двигатель по пп. 1 - 3, отличающийся тем, что камера сгорания и сопло имеют пирамидальную форму двуугольника или многоугольника в плане, а также в виде сборки из центрального сопла и окружающих его клиновидных сопел, имеющих раздельные или сообщающиеся камеры сгорания.
7. Оппозитный реактивный двигатель по п. 1, имеющий в продольном разрезе форму клиновидного блока или сборки клиновидных блоков сопла с камерой сгорания, где камеры сгорания раздельные на каждое сопло или имеют сообщающуюся форму.
8. Оппозитный реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что перья и лопатки турбины воздушно-реактивного двигателя находятся в сопле двигателя и на стенке камеры сгорания, вращаясь вместе с ними встречно.
9. Оппозитный реактивный двигатель по п. 8, отличающийся тем, что камера сгорания и сопло не вращаются.
10. Оппозитный реактивный двигатель по п. 8, отличающийся тем, что перья турбины имеют место своего крепления на стенках сопла, на валу двигателя, на стенках камеры сгорания и стенках сопла, вращаясь встречно, а перья компрессора имеют место крепления на наружной поверхности камеры сгорания.
11. Оппозитный реактивный двигатель по пп. 8 и 9, отличающийся тем, что лопатки компрессора расположены на корпусе двигателя и вращение может происходить встречно - корпуса машины и камеры сгорания; камеры сгорания и сопла; сопла и вала двигателя.
12. Оппозитный реактивный двигатель по пп. 8 - 10, отличающийся тем, что форсунки находятся выше линии сопряжения стенок камеры сгорания и сопла.
13. Оппозитный реактивный двигатель по пп. 8 - 12, отличающийся тем, что края сопла загнуты вперед и являются воздухозаборником, а между корпусом двигателя и блоком камеры сгорания и сопла имеется зазор или зазора не имеется вовсе.
14. Оппозитный реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что сопло двигателя состоит из колец, которые расположены соосно друг за другом на расстоянии друг от друга и между кольцами имеются рабочие зазоры для прохода газов в сопло.
15. Оппозитный реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в кольцевых спиральных и клиновидных соплах стенки сопла выполнены из колец, соосных друг другу и следующих друг за другом вдоль оси сопла или, в случае клиновидного или спирального сопла из планок, расположенных вдоль образующей сопла друг за другом, между кольцами или планками имеются рабочие зазоры для прохода газов в сопло.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98115965/06A RU2151319C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Оппозитный реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98115965/06A RU2151319C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Оппозитный реактивный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU98115965A true RU98115965A (ru) | 2000-05-10 |
RU2151319C1 RU2151319C1 (ru) | 2000-06-20 |
Family
ID=20209829
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98115965/06A RU2151319C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Оппозитный реактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2151319C1 (ru) |
-
1998
- 1998-08-20 RU RU98115965/06A patent/RU2151319C1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1424469B1 (en) | Combustor sealing arrangement | |
EP1908940B1 (en) | Multi-conduit fuel manifold and method of manufacture | |
US5363654A (en) | Recuperative impingement cooling of jet engine components | |
EP3077727B1 (en) | An assembly for a turbine engine | |
EP3084304B1 (en) | Cooling an aperture body of a combustor wall | |
CA2056592A1 (en) | Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter | |
EP3077724B1 (en) | Cooling a quench aperture body of a combustor wall | |
WO2002004794A2 (en) | Partitioned multi-channel combustor | |
EP0348500A1 (en) | RING-SHAPED COMBUSTION UNIT WITH TANGENTIAL COOLING AIR INJECTION. | |
US2930194A (en) | Combustor having high turbulent mixing for turbine-type starter | |
US20240035659A1 (en) | Fuel injection for integral combustor and turbine vane | |
WO2015088687A1 (en) | Combustion system for a gas turbine engine | |
US3469396A (en) | Gas turbine | |
US11591922B2 (en) | Ring segment and gas turbine including the same | |
EP3099975A1 (en) | Gas turbine engine combustor liner panel with synergistic cooling features | |
EP3466528B1 (en) | Foaming nozzle of a cleaning system for turbine engines | |
CN105593602B (zh) | 通过燃料喷射系统均匀进气的涡轮发动机的燃烧室 | |
KR102126852B1 (ko) | 터빈 베인 및 링세그먼트와 이를 포함하는 가스 터빈 | |
RU98115965A (ru) | Оппозитный реактивный двигатель | |
US11499440B2 (en) | Turbine vane and gas turbine including the same | |
CA1070127A (en) | Catalytic combustor | |
GB1402680A (en) | Injectors for injecting a liquid in particular a fuel into a high temperature space such as a combustion chamber | |
GB617977A (en) | Improvements in gas turbine power plants | |
US1150361A (en) | Internal-combustion turbine-engine. | |
US20240271785A1 (en) | Cooling combustor wall boss |