SU117179A1

SU117179A1 - Turbojet dual circuit

Info

Publication number: SU117179A1
Application number: SU312328A
Authority: SU
Inventors: А.М. Люлька
Original assignee: А.М. Люлька
Priority date: 1941-04-22
Filing date: 1941-04-22
Publication date: 1957-11-30

Description

Турбореактивные двигатели, состо щие из осевого многоступенчатого компрессора, камеры сгорани , в которой поток воздуха раздел етс на первичный и вторичный потоки, газовой турбины и регулируемого реактивного сопла, известны.Turbojet engines consisting of an axial multi-stage compressor, a combustion chamber in which the air stream is divided into primary and secondary streams, a gas turbine and an adjustable jet nozzle are known.

Предлагаемый двигатель отличаетс от известиых применением низконапорного вентил тора, установленного за входным диффузором двигател , и разделением потока воздуха за вентил тором на два потока, из которых один проходит через компрессор, камеру сгорани и турбину , образующих внутренний контур, а второй - по внешнему контуру, смешива сь затем с продуктами сгорани внутреннего контура перед общим реактивным соплом.The proposed engine differs from lime by the use of a low-pressure fan installed behind the engine inlet diffuser and the separation of the air flow behind the fan into two streams, one of which passes through the compressor, the combustion chamber and the turbine, forming the internal loop, and the second - by the external loop, then mixing with the products of combustion of the inner loop in front of the common jet nozzle.

На чертеже изображена принципиальна схема предлагаемого двухкоптурного турбореактиБпого двигател .The drawing shows a schematic diagram of the proposed dual-engined turbo-jet engine.

После сжати во входном диффузоре 1 и вентил торе 2 поток воздуха раздел етс на два потока. Поток внутреннего контура проходит через компрессор 3, камеру сгорани 4 и газовую турбину 5, поток внешнего контура - через кольцевой канал, окружающий внутренний контур . Поток воздуха внешнего контура и поток газа, выход щий из турбины , смешиваютс перед обш,им реактивным соплом 6.After compression in the inlet diffuser 1 and the fan 2, the air flow is divided into two streams. The flow of the inner loop passes through the compressor 3, the combustion chamber 4 and the gas turbine 5, the flow of the outer loop through the annular channel surrounding the inner loop. The air flow of the external circuit and the gas flow leaving the turbine are mixed in front of the turbine by means of a jet nozzle 6.

Предлагаемый двигатель имеет преимущество в экономичности перед одноконтурным турбореактивным авиационным двигателем при умеренных скорост х полета.The proposed engine has an advantage in efficiency over a single-jet turbojet aircraft engine at moderate flight speeds.

Предмет изобретени Subject invention

Двухконтурный турбореактивный двигатель, отличающийс применением низконапорного вентил тора, установленного за входным диффузором двигател , и разделением потока воздуха за вентил тором на два потока, из которых один проходит через компрессор, камеру сгорани и турбину, образующих внутренний контур, а второй по внешнему контуру, смешива сь затем с продуктами сгорани внутреннего контура перед общим реактивным соплом.A dual-circuit turbojet engine, characterized by the use of a low-pressure fan installed behind the engine inlet diffuser, and dividing the air flow behind the fan into two streams, one of which passes through a compressor, a combustion chamber and a turbine, forming an internal circuit, and the second external circuit, mixing Subsequently, with the products of combustion of the inner loop before the common jet nozzle.