UA53724C2

UA53724C2 - Turbo-jet two-circuit engine

Info

Publication number: UA53724C2
Application number: UA2000010153A
Authority: UA
Inventors: Борис Шамшадович Мамедов; Вячеслав Ін-Єнович Тен
Original assignee: Борис Шамшадович Мамедов; Вячеслав Ін-Єнович Тен
Priority date: 2000-01-10
Filing date: 2000-01-10
Publication date: 2003-02-17

Abstract

Turbo-jet two-circuit engine includes subsonic air inlet, compressor of low and high pressure, two-circuit jet nozzle, at that in the subsonic air inlet there are used three working wheels of axial fan, the last one of those is rigidly fixed to the hollow rotor of the low pressure connector; inside this one there is installed a cylindrical reducer of axial fan, this is with its one end with the neck of the housing rigidly connected to the housing of the engine through the disc of the guide apparatus installed between the compressor of low and high pressure; and at the other end the axial fan and the cylindrical reducer rest on the bearing of the shaft of the first working wheel of the axial fan. Application in the subsonic air inlet of three working wheels of axial fan, as well as use in the two-contour jet nozzle of two (and more) working wheels of supersonic axial fan makes it possible to eliminate completely the reason of the engines suppression at take-off, at elevation and landing of aircrafts with turbo-jet two-circuit engines, and to decrease decibel characteristic of the engine, to increase traction, mostly in flight; to increase reliability of flights due to preserving angle of attack on the blades of working wheels of the subsonic and supersonic axial fans being equal to zero at any modes of operation.

Description

Опис винаходуDescription of the invention

Винахід відноситься до галузі авіддвигунобудівництва.The invention relates to the field of engine construction.

Самим небезпечним недоліком авіаційних двигунів є заглохання для ТРДД, ТРД, або втрата гвинтової тягової сили для ТВД при взльоті та наборі висоти до 400м, а також у польоті, включаючи посадку. На прикладі ряду аналогів та прототипу послідовно розкриємо фізичну суть цього недоліку та його впливання на екологію навколишнього середовища, безпечність польотів, техніко-економічні показники двигунів,The most dangerous shortcoming of aircraft engines is stalling for turboprops, turboprops, or loss of propeller thrust for turboprops during takeoff and climbing up to 400m, as well as in flight, including landing. Using the example of a number of analogues and a prototype, we will successively reveal the physical essence of this defect and its impact on environmental ecology, flight safety, technical and economic indicators of engines,

Відомі гребні та повітряні одинарні гвинти ТВД, (|, с. 352. Відомо також, що під впливом розрідження 70 перед повітряним гвинтом повітряний потік від зони спокійного потоку Н до вхідної кромки лопасті повітряного гвинта рухається з наростаючим прискоренням.Known comb and air single propellers TVD, (|, p. 352. It is also known that under the influence of rarefaction 70 in front of the propeller, the air flow from the zone of calm flow H to the inlet edge of the propeller blade moves with increasing acceleration.

Відомо також, що у всіх авіаційних двигунах, включаючи повітряний гвинт, після вхідної кромки лопастей, або лопаток першого робочого колеса, іде стиснення потоку. Кінематичний аналіз зміни осьових швидкостей та прискорень потоку у цих гвинтах по міделю показує, що на вхідній кромці останніх має місце так звана 72 кінематична зона (зона В) жорсткого динамічного удару, тобто це місце, де прискорення потоку миттєво змінює своє значення, миттєва сила жорсткого динамічного удару при цьому дорівнює:It is also known that in all aircraft engines, including the propeller, the flow is compressed after the leading edge of the blades, or blades of the first impeller. The kinematic analysis of changes in axial velocities and flow accelerations in these propellers along the middle shows that the so-called 72 kinematic zone (zone B) of hard dynamic impact occurs at the leading edge of the latter, i.e., this is the place where the flow acceleration instantly changes its value, the instantaneous force of the hard dynamic impact is equal to:

Руд - тгауд (1) де т, - секундна масова витрата повітря через січню В, ауд - прискорення удару.Rud - tgaud (1) where t, - second mass flow of air through January B, aud - impact acceleration.

Уся сила жорсткого динамічного удару припадає на елементарний об'єм повітря у зоні січні В, тиск у якому миттєво зростає, вибивая потужну ударну хвилю у коливальному режимі (звук), фронт якої несе в собі зайвий тиск цього елементарного об'єму повітря. Будучи направлена проти потоку, ударна хвиля у коливальному с режимі при взльоті та наборі висоти до 400м зменшує Са (осьову швидкість входу потоку у робоче колесо), о звеличує кут атаки і, що приводить до зриву потоку з випуклої частини лопасті при одночасному звеличенню аеродинамічного навантаження на лопасті повітряного гвинта, що може привести до поломки лопастей, катастрофи. Якщо зрив потоку зі спинки лопастей носить розвинений характер, наступає втрата тягової гвинтової сили, катастрофи, які багаторазово мали і мають місце у вітчизняній та закордонній практиці. «The entire force of a hard dynamic shock falls on the elementary volume of air in the zone B, the pressure in which instantly increases, knocking out a powerful shock wave in an oscillating mode (sound), the front of which carries the excess pressure of this elementary volume of air. Being directed against the flow, the shock wave in the oscillating c mode during take-off and climbing up to 400m reduces Ca (the axial velocity of the flow entering the impeller), o increases the angle of attack and which leads to the disruption of the flow from the convex part of the blade with a simultaneous increase in the aerodynamic load on the blades of the propeller, which can lead to the breakage of the blades, a disaster. If the disruption of the flow from the back of the blades is of a developed nature, there is a loss of traction propeller power, disasters that have repeatedly occurred and are taking place in domestic and foreign practice. "

Таким чином, головним недоліком одинарних гребних та повітряних гвинтів є присутність однієї кінематичної сч зони жорсткого динамічного удару (зона В), котра є генератором потужних коливань потоку (звука), що звеличує втрати потуги, що означає звеличення потреби палива, що одноряд зі звуком погіршує екологію навколишнього /-їч- середовища, суттєво звужує діапазон стійкої роботи (знижує безпечність польотів), накладає обмеження на Са, со у, М, Мо, знижує техніко-економічні показники движунів.Thus, the main disadvantage of single propellers and propellers is the presence of one kinematic zone of hard dynamic impact (zone B), which is a generator of powerful flow fluctuations (sound), which increases power losses, which means an increase in fuel demand, which, along with sound, worsens ecology of the surrounding environment, significantly narrows the range of stable operation (reduces flight safety), imposes restrictions on Ca, CO, M, Mo, reduces technical and economic indicators of engines.

Відомі контробертаючі гребні та повітряні гвинти, (|, с. З53, двигунів з біротативною турбіною. Іс)Known counter-rotating combs and propellers, (|, p. Z53, engines with a birotative turbine. Is)

Кінематичний аналіз зміни осьових швидкостей та прискорень потоку у цих гвинтах по міделю показує, що на вхідній кромці лопастей першого робочого колеса (зона В) і на вхідній кромці лопастей другого контробертаючого робочого колеса (зона В') мають місце кінематичні зони (В, В") жорсткого динамічного удару, « котрі є потужними генераторами ударних хвиль (звука) у коливальному режимі При взльоті та наборі висоти до д400м розповсюдження ударних хвиль у коливальному режимі проти потоку приводить до різкого зменшення Са, З с звеличенню кута атаки і, що приводить до зриву потоку з випуклої частини лопастей першого повітряного гвинта » при одночасному звеличенню аеродинамічного навантаження на лопасті, що може привести до поломки лопастей, катастрофи.The kinematic analysis of the change in axial velocities and flow accelerations in these propellers along the middle shows that there are kinematic zones (B, B" ) of a hard dynamic impact, "which are powerful generators of shock waves (sound) in the oscillating mode During take-off and climbing up to d400m, the propagation of shock waves in the oscillating mode against the flow leads to a sharp decrease in Са, З with an increase in the angle of attack and which leads to a stall of the flow from the convex part of the blades of the first propeller » with a simultaneous increase in the aerodynamic load on the blades, which can lead to the failure of the blades, a disaster.

Ударна хвиля (у зоні В) у коливальному режимі за потоком приводить до різкого звеличення С а на вході у лопасті другого контробертаючого повітряного гвинта, що приводить до зменшення кута атаки і, до розвиненого о зриву потоку з вогнутої частини лопастей, до втрати тягової гвинтової сили, катастрофи. оз Спільна дія ударних хвиль, генеруємих у зонах В і В", може привести до інтерференцій ударних хвиль між - січнями В і В' що теж може мати фатальний характер.The shock wave (in zone B) in the oscillating mode downstream leads to a sharp increase in C a at the entrance to the blades of the second counter-rotating propeller, which leads to a decrease in the angle of attack and, to the disruption of the flow from the concave part of the blades, to the loss of thrust propeller force , disasters. The joint action of shock waves generated in zones B and B" can lead to interference of shock waves between zones B and B', which can also be fatal.

Таким чином, головним недоліком контробертаючих гребних та повітряних гвинтів є присутність двох іме) 7о кінематичних зон (В, В') жорсткого динамічного удару, проміж котрими можуть виникнутиThus, the main disadvantage of counter-rotating propellers and propellers is the presence of two i.e.) 7o kinematic zones (B, B') of hard dynamic impact, between which can occur

Т» інтерференційно-резонансні зони. Усі ці зони є генераторами потужних коливань потоку (звуку), що звеличує втрати потуги, що означає звеличення потреби палива, що одноряд зі звуком погіршує екологію навколишнього середовища, суттєво звужує діапазон стійкої роботи (знижує безпечність польотів), накладає обмеження на Са, у, Му М/о, знижує техніко-економічні показники двигунів (контробертаючих гребних та повітряних гвинтів).T" interference-resonance zones. All these zones are generators of powerful flow fluctuations (sound), which increases power losses, which means an increase in the need for fuel, which along with sound worsens the ecology of the environment, significantly narrows the range of stable operation (reduces flight safety), imposes restrictions on Са, у, Mu M/o, reduces the technical and economic indicators of engines (counter-rotating propellers and propellers).

Відомим також є турбореактивний двоконтурний двигун (ТРДД), (1, с. 17, 350, вибраний нами за прототип. (Ф) Цей двигун має дозвуковий повітрязабірник, компресор низького та вьісокого тиску (КНД, КВД), камеру горіння, г двоконтурне реактивне сопло.Also known is the turbojet two-circuit engine (TRDD), (1, p. 17, 350, chosen by us as a prototype. (F) This engine has a subsonic air intake, a low- and high-pressure compressor (KND, KVD), a combustion chamber, and a two-circuit jet nozzle.

Дозвуковий повітрязабірник при швидкості польоту МахСа, де Са - осьова швидкість входу потоку у перше во робоче колесо КНД, завжди працює у режимі прискорення потоку. Загальноприйнятою швидкістю входу потоку єThe subsonic air intake at the speed of flight MakSa, where Sa is the axial speed of the flow entering the first working wheel of the KND, always works in the flow acceleration mode. The generally accepted flow rate is

Ся - 200...220 м/с . Але зараз вже експлуатуються ТРДД Д-18, у котрих С. - 240м/с.Xia - 200...220 m/s. But now the D-18 turbodiesel are already in operation, with a speed of 240 m/s.

Характеристики дозвукових повітрязабірників приведені у ||, с. 82-83, І/ із котрих маємо , що розріджений (Ми-О, взльотний режим), повітряний потік, попадаючи у розширююче сопло дозвукового повітрязабірника, розширюється та гальмується до абсолютно нерозрахункової осьової швидкості тільки своєю периферійною 65 частиною (20905), середня ж частина потоку (780905) у силу своєї інерційності, не розширюється і не гальмується, а продовжує прискорюватися і врізається у вхідні кромки лопаток першого робочого колеса КНД з наростаючим прискоренням. Це є свідченням того, що "сьогоденні" дозвукові повітрязабірники любих ТРД і ТРДД абсолютно неспроможні забезпечити 10095 синусоїдальну зміну осьових швидкостей потоку з метою плавного, безударного входження у характеристику зміни осьових швидкостей потоку компресора низького тиску.The characteristics of subsonic air intakes are given in ||, p. 82-83, I/ from which we have that the rarefied (Mi-O, take-off mode) air flow, entering the expanding nozzle of the subsonic air intake, expands and decelerates to a completely uncalculated axial speed only by its peripheral 65 part (20905), the middle one part of the flow (780905) due to its inertia, does not expand and does not slow down, but continues to accelerate and crashes into the leading edges of the blades of the first KND impeller with increasing acceleration. This is evidence that the "modern" subsonic air intakes of any turbocharged and turbocharged engines are completely unable to provide 10095 sinusoidal changes in axial flow velocities for the purpose of smooth, shock-free entry into the characteristics of the change in axial flow velocities of a low-pressure compressor.

У "сьогоденній" теорії ВРД придумана заспокоююча гіпотеза плоских січень, згідно котрій лопатки першого робочого колеса КНД розраховуються по середній швидкості Са, це означає, що комель і периферія лопатки першого робочого колеса КНД постійно, на любому режимі, працюють у режимі зриву потоку з випуклої частини лопатки.In the "modern" theory of the VRD, a comforting hypothesis of flat sections has been invented, according to which the blades of the first impeller of the KND are calculated according to the average speed Сa, which means that the comel and the periphery of the blade of the first impeller of the KND constantly, in any mode, work in the flow disruption mode from the convex parts of the scapula.

Характер зміни осьових швидкостей у компресорі низького та високого тиску приводиться у |21, с. 94. 70 Характеристика зміни осьових швидкостей потоку від вихідного січення камери горіння до вихідного січення двоконтурного реактивного сопла може бути розрахована по характеру зміни статичного тиску на поверхня газодинамічного тракту, (|, с. 160. Характер зміни статичного тиску на поверхня газодинамічного тракту від вихідного січення камери горіння до вихідного січення двоконтурного реактивного сопла (по першому контуру) показано в |, с. 17, тобто характер зміни осьової швидкості потоку по першому контуру - це перевернута /5 Крива зміни статичного тиску.The nature of the change in axial velocities in a low- and high-pressure compressor is given in |21, p. 94. 70 The characteristics of the change in axial flow velocities from the outlet cross-section of the combustion chamber to the outlet cross-section of the two-circuit jet nozzle can be calculated by the nature of the change in static pressure on the surface of the gas-dynamic tract, (|, p. 160. The nature of the change in static pressure on the surface of the gas-dynamic tract from the outlet cross-section of the combustion chamber to the outlet section of the two-circuit jet nozzle (along the first circuit) is shown in |, p. 17, i.e., the nature of the change in the axial velocity of the flow along the first circuit is an inverted /5 curve of the change in static pressure.

Зібрав це усе, ми можемо точно намалювати характер зміни осьових швидкостей та прискорень потоку по першому і другому контуру ТРДД.Having collected all this, we can accurately draw the nature of the change in axial velocities and accelerations of the flow along the first and second contours of the TRDD.

Кінематичний аналіз зміни осьових швидкостей та прискорень потоку у ТРДД показує, що найбільш небезпечною зоною жорсткого динамічного удару є зона В. Уся сила жорсткого динамічного удару приходиться го на елементарний об'єм повітря у зоні січні В, тиск у котрому різко зростає, вибивається потужна ударна хвиля у коливальному режимі, фронт якої несе в собі зайвий тиск, який дорівнює тиску в цьому елементарному об'ємі повітря. На відміну від відкритих повітряних гвинтів ударна хвиля в зоні В ТРДД усю свою силу направляє проти потоку і за потоком. Ударна хвиля у коливальному режимі проти потоку при взльоті і наборі висоти до 400м різко зменшує СА, звеличує кут атаки і, що веде до зриву потоку з випуклої частини лопатки при одночасному с г Звеличенню аеродинамічного навантаження лопаток робочого колеса, що може привести до поломки лопаток, катастрофи. і)The kinematic analysis of changes in axial velocities and flow accelerations in turbofan engines shows that the most dangerous zone of a hard dynamic impact is zone B. The entire force of a hard dynamic impact falls on the elementary volume of air in zone B, the pressure of which increases sharply, and a powerful impact a wave in an oscillating mode, the front of which carries excess pressure, which is equal to the pressure in this elementary volume of air. In contrast to open air propellers, the shock wave in the zone B of a turbofan engine directs all its force upstream and downstream. The shock wave in the oscillating mode against the flow during take-off and climbing up to 400 m sharply reduces the SA, increases the angle of attack and leads to the disruption of the flow from the convex part of the blade with a simultaneous increase in the aerodynamic load on the blades of the impeller, which can lead to the failure of the blades. disasters and)

Якщо зрив потоку зі спинок лопаток носить розвинений характер, наступає заглохання двигуна, катастрофа.If the disruption of the flow from the backs of the blades is of a developed nature, the engine stalls and a disaster occurs.

Ударна хвиля у коливальному режимі за потоком приводить до звеличення С. на вході у наступну лопатку, що приводить до зменшення кута атаки і, до розвиненого зриву потоку з вогнутої частини лопаток, заглохання, «Е зо катастрофи.The shock wave in the oscillating mode behind the flow leads to an increase in S. at the entrance to the next blade, which leads to a decrease in the angle of attack and, to a developed disruption of the flow from the concave part of the blades, stalling, "E from the catastrophe.

Джерела ударних хвиль (звука) у ТРДД, визначені кінематичним дослідом зміни осьових швидкостей та с прискорень потоку, а їх усього шість по першому і другому контуру, точно співпадають з експериментальними м. даними, ЦІЇ, с-425, мал. 14.7.Sources of shock waves (sound) in turboprops, determined by a kinematic experiment of changes in axial velocities and accelerations of the flow, and there are only six of them along the first and second contours, exactly coincide with the experimental data of TSI, page 425, fig. 14.7.

Кінематичний аналіз зміни осьових швидкостей та прискорень потоку у "сьогоденних" ТРД і ТРДД безперечно ме)Kinematic analysis of changes in axial velocities and flow accelerations in "modern" turboprops and turboprops is undoubtedly

Зв Ддоказує, що в ТРДД, наприклад, по першому і другому контуру мають місце шість! кінематичних зон жорсткого ю динамічного удару, проміж котрими виникають інтерференційно-резонансні зони, які можуть привести не тільки до заглохання, але і до поломки двигуна при взльоті та наборі висоти до 400м, а також у польоті, включаючи посадку. Наприклад, відомо о вібраційному горінні палива, |), с. 152, коли інтерференційно-резонансна зона зупиняється у гарячій зоні факелу камери горіння, полум'я при цьому змінює свою траєкторію, іде миттєвий « прогар камери горіння, розпечені гази зі вторинним потоком повітря ідуть на "охолодження" дисків турбін, з с останні, нагріваючись, розлітаються.Sv Dproves that in TRDD, for example, there are six places on the first and second circuit! kinematic zones of a hard and dynamic impact, between which interference-resonance zones arise, which can lead not only to stalling, but also to engine failure during takeoff and climbing to an altitude of up to 400m, as well as in flight, including landing. For example, it is known about the vibrational combustion of fuel, |), p. 152, when the interference-resonance zone stops in the hot zone of the flame of the combustion chamber, the flame at the same time changes its trajectory, there is an instant " burnout of the combustion chamber, the heated gases with the secondary air flow go to "cool" the turbine disks, with the latter, heating up , fly away.

Присутність у "сьогоденних" ТРДД шести кінематичних зон жорсткого динамічного удару означає присутність ;» шести конструктивних недоліків, з якими двигуну дають "добро" на польоти і як логічний результат суспільство отримує катастрофу "Руслана" з ТРДД Д-18 у м. Іркутську 06.12.97, катастрофи СУ-24 від 14.04.99, 22.04.99 та багато інших. с Виходячи з вищевикладеного, фізична суть безкінцевих катастроф, зв'язаних з повною або частковою втратою тяги двигунами з поломкою або без неї, елементарно проста: о вВзЗлЛЬОТ до 400М (ПО КНД І КВД). -І Завдяки присутності кінематичних зон жорсткого динамічного удару (зони В, К, С ) у зоні В, наприклад, генеруються потужні ударні хвилі у коливальному режимі, котрі направлені проти і за потоком. ю Ударні хвилі проти потоку у коливальному режимі гальмують останній, суттєво зменшуючи Са нижче ї» розрахункового значення, що веде до звеличення кута атаки на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса КНД або КВД, розвиненому зриву потоку по спинкам лопаток, заглоханню або поломці лопаток КНД абоThe presence of six kinematic zones of hard dynamic impact in "modern" turboprop engines means the presence;" six design flaws, with which the engine is given the "good" for flights and as a logical result, society receives the Ruslana disaster with the D-18 TRDD in Irkutsk on December 6, 1997, the SU-24 disasters on April 14, 1999, April 22, 1999 and many more others c Proceeding from the above, the physical essence of endless disasters associated with complete or partial loss of traction by engines with or without breakdown is elementary simple: o vVzZlLYOT up to 400M (PO KND and KVD). -I Due to the presence of kinematic zones of hard dynamic shock (zones B, K, C) in zone B, for example, powerful shock waves are generated in the oscillating mode, which are directed against and behind the flow. Shock waves against the flow in the oscillating mode inhibit the latter, significantly reducing Ca below the calculated value, which leads to an increase in the angle of attack at the leading edges of the blades of the first impeller of the KND or KVD, the developed disruption of the flow along the backs of the blades, stalling or breakage of the KND blades or

КВД завдяки звеличенню їх аеродинамічної навантажності, катастрофи. 5Б ВЗлЛЬОТ ДО 400М (ПО КАМЕРІ ГОРІННЯ).KVD due to the increase in their aerodynamic load, disaster. 5B TAKEOFF UP TO 400M (BY THE COMBUSTION CHAMBER).

Кінематичні зони жорсткого динамічного удару (зони В, К, С) у ТРД або ТРДД є генераторами потужних (Ф, ударних хвиль у коливальному режимі. Між цими зонами у наслідку накладення хвиль обов'язково виникають ка інтерференційно-резонансні зони, питома потуга котрих суттєво вище потуги окремо узятого джерела коливань потоку. Якщо інтерференційно-резонансна зона зупиняється у гарячій зоні факелу камери горіння, то полум'я бо факелу змінює свою траєкторію, іде миттєвий прогар стінок камери горіння, розпечені гази зі вторинним потоком повітря ідуть на "охолодження" дисків турбін, останні, нагріваючись, розлітаються. пПОлЛЬОТ, ВКЛЮЧАЮЧИ ПОСАДКУ.The kinematic zones of hard dynamic impact (zones B, K, C) in the turboprop or turboprop are generators of powerful shock waves (Ф, in the oscillatory mode. Between these zones, as a result of the superimposition of waves, interference-resonance zones necessarily arise, the specific power of which is significantly higher than the power of a separate source of flow fluctuations. If the interference-resonance zone stops in the hot zone of the torch of the combustion chamber, then the flame of the torch changes its trajectory, there is an instant burnout of the walls of the combustion chamber, hot gases with a secondary air flow go to "cool" the disks turbine, the latter, heating up, fly away.

При, наприклад, зменшенні режиму роботи ТРД або ТРДД статика у камері горіння миттєво (у залежності від прийомістості двигуна) зменшується. При цьому спільна дія ударних хвиль у коливальному режимі від зони В по 65 потоку у КВД та миттєве зменшення статичного тиску у камері горіння приводять до миттєвого нерозрахункового звеличення осьової швидкості потоку Са перед вхідними кромками лопаток останніх робочих коліс КВД перед камерою горіння, що приводить до зменшення кута атаки, розвиненому зриву потоку з вогнутої частини лопаток, заглоханню або поломці лопаток КВД завдяки звеличенню їх аеродинамічної навантажності, катастрофи.When, for example, reducing the operating mode of the turbocharger or turbocharger, the static in the combustion chamber instantly decreases (depending on the engine's efficiency). At the same time, the joint action of shock waves in the oscillating mode from zone B to 65 of the flow in the KVD and the instantaneous decrease in static pressure in the combustion chamber lead to an instantaneous, uncalculated increase in the axial velocity of the Ca flow in front of the inlet edges of the blades of the last impellers of the KVD in front of the combustion chamber, which leads to a decrease angle of attack, developed disruption of the flow from the concave part of the blades, stalling or breakage of the KVD blades due to the increase in their aerodynamic load, catastrophe.

Таким чином, головним недоліком "сьогоденних" турбореактивних двоконтурних двигунів будь-якої модифікації є наявність по першому і другому контуру шести конструктивних недоліків, котрі у роботі проявляються шістьома кінематичними зонами жорсткого динамічного удару, котрі являються генераторами потужних ударних хвиль у коливальному режимі , звука, що звеличує втрати потуги, що означає звеличення потреби палива, що одноряд зі звуком погіршує екологію навколишнього середовища, суттєво, особливо при взльоті, польоті, включаючи посадку, звужує і без того вузький діапазон стійкої роботи, що при звеличенні 7/0 щільності входящого потоку може привести до заглохання двигуна, катастрофи (знижається безпечність польотів), знижаються техніко-економічні показники двигуна, накладаються обмеження на Са, О, МУ, Мо.Thus, the main drawback of "modern" turbojet two-circuit engines of any modification is the presence of six structural defects in the first and second circuit, which are manifested in operation by six kinematic zones of hard dynamic impact, which are generators of powerful shock waves in the oscillatory mode, sound that increases the loss of power, which means an increase in the need for fuel, which, along with sound, worsens the ecology of the environment, significantly, especially during takeoff, flight, including landing, narrows the already narrow range of stable operation, which with an increase of 7/0 of the density of the incoming flow can lead to before the engine stalls, a disaster (the safety of flights is reduced), the technical and economic indicators of the engine are reduced, restrictions are imposed on Са, О, МУ, Мо.

Відомим також є осьовий вентилятор по патенту Мо2027902 (Способ создания тяги), ІЗ), у котрім кожне послідовне по ходу потоку робоче колесо обертається з наростанням оборотів при супутньому напрямі обертання.Also known is the axial fan according to the patent Mo2027902 (Method of creating traction), IZ), in which each successive impeller rotates with increasing revolutions in the accompanying direction of rotation.

Це дозволяє змінювати осьову швидкість потоку по строго синусоїдальному характеру, повністю виключаючи при цьому появу кінематичних зон жорсткого динамічного удару, що робить роботу цього осьового вентилятора безшумною, розширює діапазон стійкої роботи, покращує усі техніко-економічні показники, включаючи тягу, потребу палива, габарити, вагу та інші, знімає усі обмеження по Са, О, МУ4 М/о, окрім прочностних по лопатках.This allows you to change the axial speed of the flow in a strictly sinusoidal manner, while completely excluding the appearance of kinematic zones of hard dynamic impact, which makes the operation of this axial fan silent, expands the range of stable operation, improves all technical and economic indicators, including traction, fuel consumption, dimensions, weight and others, removes all restrictions on Са, О, МУ4 M/o, except for strength restrictions on blades.

Проте "Способ создания тяги" по патенту Мо 2027902 має один недолік, він показаний у відриві від Конструктивних елементів турбореактивних двигунів, тому ми будемо застосовувати патент Мо 2027902 по новому призначенню - для проектування і створення сьогоденних авіаційних двигунів нового покоління будь-якого класу, наприклад, для проектування турбореактивного двоконтурного двигуна, ставлячи при цьому задачу:However, the "Method of creating thrust" according to the Mo 2027902 patent has one drawback, it is shown in a separation from the Structural elements of turbojet engines, so we will apply the Mo 2027902 patent for a new purpose - for the design and creation of today's new generation aircraft engines of any class, for example , for the design of a turbojet two-circuit engine, setting the following task:

Задачею винаходу для турбореактивного двоконтурного двигуна є повне усунення кінематичних зон с доб Жорсткого динамічного удару, котрі є основою заглохання двигунів при взльоті і наборі висоти до 400м, а також о у польоті, включаючи посадку, шляхом введення плавного, наприклад, синусоїдального характеру зміни осьових швидкостей і прискорень потоку по усій довжині газодинамічного тракту двигуна, застосовуючи патент Мо 2027902 (Способ создания тяги) по новому призначенню: для проектування і створення авіаційних двигунів нового покоління будь-якого класу, що дає наступний технічний результат: «Е зо знижується децибельна характеристика двигуна, його робота стає практично безшумною, що, поряд із низькою потребою палива, суттєво покращує екологію навколишнього середовища; с повністю усунути такий небезпечний дефект як заглохання двигуна при взльоті і наборі висоти до 40Ом, а М також у польоті, включаючи посадку, оскільки на 30095 розширюється діапазон стійкої роботи на будь-яких режимах, а значить, підвищується безпечність польотів на будь-яких режимах. о поліпшуються усі техніко-економічні показники двигуна, включаючи тягу, витрату палива, габарити, вагу та ю інші; знімаються будь-які обмеження по Са, О, МУ4 Мо, крім прочностних по лопатках; досягнутий технічний результат дозволить зробити ці двигуни поза межами усякої конкуренції на світовому ринці. «The task of the invention for a turbojet two-circuit engine is to completely eliminate the kinematic zones from the point of the Hard dynamic impact, which are the basis of stalling of the engines during take-off and climbing up to 400 m, as well as in flight, including landing, by introducing a smooth, for example, sinusoidal character of the change in axial velocities and acceleration of the flow along the entire length of the gas-dynamic path of the engine, applying Mo patent 2027902 (Method of creating thrust) for a new purpose: for the design and creation of new generation aircraft engines of any class, which gives the following technical result: "Eso decreases the decibel characteristic of the engine, its operation becomes practically silent, which, along with low fuel consumption, significantly improves environmental ecology; c to completely eliminate such a dangerous defect as engine stalling during takeoff and climbing up to 40Ω, and M also in flight, including landing, because the range of stable operation in any modes is expanded by 30095, which means that the safety of flights in any modes increases . o all technical and economic indicators of the engine improve, including traction, fuel consumption, dimensions, weight, and others; any restrictions on Са, О, МУ4 Мо are removed, except for strength restrictions on blades; the achieved technical result will make these engines beyond all competition on the world market. "

Задача вирішується тим, що у турбореактивний двоконтурний двигун, що включає дозвуковий в с повітрязабірник, компресор низького і високого тиску, двоконтурне реактивне сопло, у дозвуковому повітрязабірнику застосовуються по новому призначенню три робочих колеса осьового вен гилятора по патенту ;» Мо 2027902 (Способ создания тяги), останнє з котрих жорстко зв'язане з полим ротором компресора низького тиску, усередині якого по новому призначенню розташований циліндричний редуктор осьового вентилятора по патенту Мо 2027902 (Способ создания тяги), котрий з одного боку шийкою свого корпуса жорстко зв'язаний із с корпусом двигуна через диск направляючого апарата, розташованого між компресором низького і високого тиску, а з іншого боку осьовий вентилятор і циліндричний редуктор опираються на підшипник валу першого о робочого колеса осьового вентилятора, розташований у корпусі внутрішнього обтічника, жорстко зв'язаного з -І корпусом дозвукового повітрязабірника, при цьому полий ротор компресора низького тиску, котрий з одного боку Жорстко зв'язаний з третім робочим колесом осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника, із другого боку о через диск останнього робочого колеса полого ротора компресора низького тиску зв'язаний із підшипником, ї» розташованим на нерухомій шийці корпуса циліндричного редуктора, привід якого здійснюється від передостаннього ротора турбіни, забезпечуючи через систему зубчатих передач циліндричного редуктора зростання оборотів робочих коліс осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника по ходу потоку. 5Б Задача вирішується також тим, що в турбореактивний двоконтурний двигун, що включає дозвуковий повітрязабірник, компресор низького і високого тиску, двоконтурне реактивне сопло, у двоконтурному (Ф, реактивному соплі застосовуються по новому призначенню два (і більше) робочих колеса надзвукового осьового ка вентилятора по патенту Мо 2027902 (Способ создания тяги), перше з котрих жорстко зв'язане з останнім ротором турбіни, а друге робоче колесо надзвукового осьового вентилятора жорстко зв'язане з передостаннім ротором бо турбіни, а перед робочим колесом надзвукового осьового вентилятора у першому контурі розташовано направляючий апарат, при цьому газодинамічний зв'язок між робочими колесами роторів турбін забезпечує зростання оборотів робочих коліс надзвукового осьового вентилятора двоконтурного реактивного сопла по ходу потоку.The problem is solved by the fact that in a turbojet two-circuit engine, which includes a subsonic air intake, a low- and high-pressure compressor, a two-circuit jet nozzle, in the subsonic air intake three impellers of the axial fan are used for a new purpose according to the patent;" Мо 2027902 (Method of creating thrust), the last of which is rigidly connected to the hollow rotor of the low-pressure compressor, inside of which, for a new purpose, the cylindrical gearbox of the axial fan according to patent Мо 2027902 (Method of creating thrust) is located, which is rigidly connected to the neck of its body on one side is connected to the engine housing through the disk of the guide apparatus located between the low and high pressure compressor, and on the other hand, the axial fan and the cylindrical gearbox rest on the bearing of the shaft of the first impeller of the axial fan, located in the housing of the internal fairing, rigidly connected with -I housing of the subsonic air intake, while the hollow rotor of the low-pressure compressor, which on one side is rigidly connected to the third impeller of the axial fan of the subsonic air intake, on the other side through the disc of the last impeller of the hollow rotor of the low-pressure compressor is connected to bearing located on the fixed neck of the case cylindrical reducer, the drive of which is carried out from the penultimate rotor of the turbine, providing, through the gear system of the cylindrical reducer, an increase in the revolutions of the working wheels of the axial fan of the subsonic air intake in the direction of the flow. 5B The problem is also solved by the fact that in a turbojet two-circuit engine, which includes a subsonic air intake, a low- and high-pressure compressor, a two-circuit jet nozzle, in a two-circuit (Ф, jet nozzle) two (or more) impellers of a supersonic axial ka fan are used for a new purpose patent Mo 2027902 (Method of creating thrust), the first of which is rigidly connected to the last rotor of the turbine, and the second impeller of the supersonic axial fan is rigidly connected to the penultimate rotor of the turbine, and in front of the impeller of the supersonic axial fan in the first circuit there is a guide the device, while the gas-dynamic connection between the impellers of the turbine rotors ensures an increase in the revolutions of the impellers of the supersonic axial fan of the two-circuit jet nozzle along the flow.

Задача вирішується також тим, що у турбореактивний двоконтурний двигун, що включає дозвуковий 65 Пповітрязабірник, компресор низького і високого тиску, двоконтурне реактивне сопло, лопатки робочих коліс і направляючих апаратів містять гідравлічні кути п. і Я», які забезпечують зміну осьових швидкостей потоку у звужаючомуся газодинамічному тракті, по плавному, наприклад, синусоїдальному характеру з обов'язковим виходом на вершини синусоїди на середньому робочому колесі осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника, у вихідному січенні компресора високого тиску перед камерою горіння, у вихідному січенні двоконтурного реактивного сопла.The problem is also solved by the fact that the turbojet two-circuit engine, which includes a subsonic 65 P air intake, a low- and high-pressure compressor, a two-circuit jet nozzle, blades of working wheels and guide devices contain hydraulic angles p. gas-dynamic tract, in a smooth, for example, sinusoidal character with a mandatory exit to the peaks of the sinusoid on the middle impeller of the axial fan of the subsonic air intake, in the outlet section of the high-pressure compressor in front of the combustion chamber, in the outlet section of the two-circuit jet nozzle.

Принципова різниця запропонованого винаходу від прототипу полягає у методиці проектування. "Сьогоденна" методика безперспективна, оскільки породжує двигуни з грубими конструктивними помилками, у яких при роботі проявляються кінематичні зони жорсткого динамічного удару, наприклад, у "сьогоденних" ТРДД їх шість, вони є генераторами потужних ударних хвиль (звука), котрі при взльоті і наборі висоти до 40Ом, а /о також у польоті, включаючи посадку, призводять до різкого звуження і без того вузького діапазону стійкої роботи, а то й до повного занепаду його, що приводить до заглохання, катастрофи.The fundamental difference between the proposed invention and the prototype lies in the design methodology. "Today's" method is unpromising, because it generates engines with gross design errors, in which kinematic zones of hard dynamic shock are manifested during operation, for example, in "today's" turboprop engines there are six of them, they are generators of powerful shock waves (sound), which during take-off and set-up heights up to 40 Ohms, and /o also in flight, including landing, lead to a sharp narrowing of the already narrow range of stable operation, or even to its complete decline, which leads to stalling, disaster.

Запропонована методика проектування заснована на принципово новій формулі тягиThe proposed design method is based on a fundamentally new traction formula

Ндж - РнЕн - Робо (2) й - й див. патент Мо 2027902 (Способ создания тяги), і новому, розробленому на її основі, науковому напрямку, що дозволяє проектувати безшумні двигуни нового покоління будь-якого класу, у яких цілком відсутні кінематичні зони жорсткого динамічного удару - генератори ударних хвиль, а це означає поліпшення екології, підвищення безпеки польотів на будь-яких режимах (на 30095 розширюється діапазон стійкої роботи), знімаються усі обмеження по Са, У, М/- МУ», поліпшуються всі техніко-економічні показники, включаючи тягу, потребу палива й інші, що зробить ці двигуни поза межами конкуренції на світовому ринці.Ndj - RnEn - Robo (2) and - and see patent Mo 2027902 (Method of creating traction), and a new scientific direction developed on its basis, which allows designing new generation silent engines of any class, which completely lack kinematic zones of hard dynamic impact - shock wave generators, which means an improvement ecology, increasing the safety of flights in any modes (the range of stable operation is extended to 30095), all restrictions on Са, У, М/- МУ are removed, all technical and economic indicators are improved, including thrust, fuel consumption and others, which will make these engines are beyond competition in the world market.

Винахід пояснюється кресленнями, де на фіг.1, представлено кінематичну схему ТРДД, а на фіг.2. газодинамічні характеристики по першому і другому контуру по будь-якому січенню.The invention is explained by the drawings, where in Fig. 1, the kinematic diagram of the TRDD is presented, and in Fig. 2. gas-dynamic characteristics on the first and second contours on any cross-section.

Турбореактивний двоконтурний двигун складається з корпуса 1, до якого кріпляться корпус дозвукового в повітрязабірника 2, корпус двоконтурного реактивного сопла З, усередині яких розміщені ротора турбін 4, 5, 6, сч що служать для приводу у обертальний рух робочих коліс 7, 8, 9 осьового вентилятора по патенту Мо 2027902 (о) (Способ создания тяги), полого ротора компресора низького тиску 10, компресора високого тиску 11, робочих коліс 12, 13 надзвукового осьового вентилятора по патенту Мо 2027902 (Способ создания тяги) двоконтурного реактивного сопла, при цьому перед першим робочим колесом надзвукового осьового вентилятора у першому « контурі встановлений направляючий апарат 14, а усередині полого ротора компресора низького тиску розташований циліндричний редуктор 15 осьового вентилятора по патенту Мо 2027902, що зодного боку шийкою СМ корпуса 16 циліндричного редуктора жорстко зв'язаний з диском направляючого апарата 17, жорстко зв'язаного м з корпусом двигуна, а з другого боку осьовий вентилятор і циліндричний редуктор опираються через підшипник на корпус дозвукового повітрязабірника, а полий ротор компресора низького тиску з одного боку жорстко Ге) пов'язаний із третім по ходу потоку робочим колесом осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника, а з ою другого боку через підшипник спирається на шийку корпуса циліндричного редуктора.The turbojet two-circuit engine consists of the housing 1, to which the housing of the subsonic air intake 2, the housing of the two-circuit jet nozzle Z are attached, inside which are placed the rotors of the turbines 4, 5, 6, which serve to drive the impellers 7, 8, 9 of the axial fan according to the patent Mo 2027902 (o) (Method of creating thrust), hollow rotor of the low-pressure compressor 10, high-pressure compressor 11, working wheels 12, 13 of the supersonic axial fan according to the patent Mo 2027902 (Method of creating thrust) of the double-circuit jet nozzle, while before the first impeller of the supersonic axial fan is installed in the first circuit of the guide apparatus 14, and inside the hollow rotor of the low-pressure compressor there is a cylindrical reducer 15 of the axial fan according to the patent Mo 2027902, which is rigidly connected to the disk of the guide apparatus by the neck of the CM housing 16 of the cylindrical reducer 17, rigidly connected to the engine body, and on the other side axial the fan and the cylindrical reducer are supported by a bearing on the housing of the subsonic air intake, and the hollow rotor of the low-pressure compressor is rigidly connected on one side with the third downstream impeller of the axial fan of the subsonic air intake, and on the other side, it rests on the neck of the housing through a bearing cylindrical reducer.

У критиці аналогів і в основі описання роботи турбореактивного двоконтурного двигуна застосовані такі позначення:In the criticism of analogues and in the basis of the description of the operation of a turbojet two-circuit engine, the following designations are used:

Кдж - тяга двигуна; « дю Ру - тиск навколишнього середовища; зKj - engine thrust; du Roux - environmental pressure; with

Її, - площа вхідної струмені у зоні спокійного потоку, що дає осьову складову сили Р, Е,; с Ро - статичний тиск на виході з двоконтурного реактивного сопла; :з» Ес - площа вихідного січення двоконтурного реактивного сопла;Her, - the area of the incoming jet in the zone of calm flow, which gives the axial component of the force P, E,; с Ro - static pressure at the exit from the two-circuit jet nozzle; :z» Es - area of the initial cross-section of the two-circuit jet nozzle;

Н - січення у спокійному потоці, розташовано на невеликій відстані від вхідного січення повітрязабірника; 15 Са - осьова швидкість входу потоку у робоче колесо; сл М - окружна швидкість по міделю;H - cross-section in a calm flow, located at a short distance from the inlet cross-section of the air intake; 15 Са - axial velocity of flow entering the impeller; sl M - circumferential speed along the middle;

МУ - відносна швидкість входу потоку в лопатки робочого колеса; (95) МУ2 - відносна швидкість виходу потоку з лопаток робочого колеса; - М(м/с) - ордината графіка зміни осьових швидкостей (Са) потоку уздовж осі двигуна;MU - the relative velocity of the flow entering the blades of the impeller; (95) MU2 - the relative velocity of the flow exit from the blades of the impeller; - M(m/s) - the ordinate of the graph of changes in axial velocities (Са) of the flow along the motor axis;

Кс) - абсциса графіка зміни осьових швидкостей (Са) і прискорень (а) потоку уздовж осі двигуна; їмо) ЯМ/аТ (м/с) - ордината графіка зміни осьових прискорень потоку;Ks) is the abscissa of the graph of changes in axial velocities (Са) and accelerations (а) of the flow along the motor axis; eat) ММ/аТ (m/s) - the ordinate of the graph of changes in the axial accelerations of the flow;

Їх» аМм/ак:- а - прискорення потоку;Their" aMm/ak:- a - flow acceleration;

В - графік зміни статичного тиску потоку уздовж осі двигуна;B - a graph of the change in the static pressure of the flow along the axis of the engine;

М - графік зміни осьових швидкостей потоку уздовж осі двигуна;M - graph of changes in axial flow velocities along the motor axis;

В - січення входу потоку у вхідну кромку лопаток першого робочого колеса;B - cross-section of the flow inlet to the inlet edge of the blades of the first impeller;

К - січення входу потоку в камеру горіння; (Ф) С - вихідне січення двоконтурного реактивного сопла; ко О - витрата газу; с - щільність газу; 60 Е, - площа і - го січення газодинамічного тракту;K - cross-section of the flow entering the combustion chamber; (F) C - output cross-section of a two-circuit jet nozzle; ko O - gas consumption; c - gas density; 60 E, - the area of the i-th section of the gas-dynamic tract;

Саї - осьова швидкість потоку у і-му січенні; руд - сила удару потоку у кінематичній зоні жорсткого динамічного удару; ту - секундна маса газового потоку через гвинт або двигун; ауд - сумарне прискорення потоку в кінематичній зоні жорсткого динамічного удару. 65 При дії теплоперепаду на робочих колесах роторів турбін 4, 5, 6 останні приводяться у обертання, при цьому газодинамічний зв'язок між робочими колесами роторів турбін забезпечує зменшення їх оборотів по ходу потоку, а привідні у обертання відповідними роторами турбін робочі колеса 7, 8, 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника 2, полий ротор компресора низького тиску 10, компресор високого тиску 11, робочі колеса 12, 13 надзвукового осьового вентилятора двоконтурного реактивного сопла 3, навпаки, збільшують обороти по ходу потоку, що зв'язано з підвищенням стійкості роботи лопаток усіх робочих коліс і розширенням на цій основі діапазону стійкої безпечної роботи. Привід робочих коліс 7, 8, 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника здійснюється ротором турбіни 5, розташованому у корпусі 1 двигуна, через циліндричний редуктор 15, зубчаті пари якого забезпечують зростання оборотів робочих коліс 7, 8, 9 по ходу потоку, це є ознакою того, що окружна швидкість по міделю ) робочих коліс 7, 8, 9 звеличується. Подивимося, 7/0 як здійснюється необхідний плавний 10095 синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей і прискорень повітряного потоку, поступаючого у дозвуковий повітрязабірник, у якому застосовуються по новому призначенню три робочих колеса 7, 8, 9 осьового вентилятора по патенту Мо 2027902 (Способ создания тяги).Sai - axial velocity of the flow in the ith section; rud - the impact force of the flow in the kinematic zone of a hard dynamic impact; tu - second mass of gas flow through the propeller or engine; aud is the total acceleration of the flow in the kinematic zone of a hard dynamic impact. 65 Under the influence of heat transfer on the working wheels of the turbine rotors 4, 5, 6, the latter are driven into rotation, while the gas-dynamic connection between the working wheels of the turbine rotors ensures a decrease in their revolutions along the flow, and the working wheels 7, 8 driven into rotation by the corresponding turbine rotors , 9 of the axial fan of the subsonic air intake 2, the hollow rotor of the low-pressure compressor 10, the high-pressure compressor 11, the impellers 12, 13 of the supersonic axial fan of the double-circuit jet nozzle 3, on the contrary, increase the revolutions along the flow, which is associated with an increase in the stability of the blades of all working wheels and expanding on this basis the range of sustainable safe work. The drive of the working wheels 7, 8, 9 of the axial fan of the subsonic air intake is carried out by the turbine rotor 5, located in the engine housing 1, through the cylindrical reducer 15, the gear pairs of which provide an increase in the revolutions of the working wheels 7, 8, 9 along the flow, this is a sign that that the circumferential speed on the average) of the working wheels 7, 8, 9 increases. Let's see, 7/0 how the necessary smooth 10095 sinusoidal nature of the change in axial velocities and accelerations of the air flow entering the subsonic air intake is carried out, in which the three impellers 7, 8, 9 of the axial fan according to patent Mo 2027902 (Method of creating thrust) are used for a new purpose .

Нахил синусоїдальної характеристики зміни Са у компресорі низького і високого тиску (див.фіг.2) регламентує положення синусоїди на робочих колесах 7, 8, 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника. По необхідним швидкостям С а на вході і на виході кожної лопатки робочих коліс 7, 8, 9 за умови осьового входу у кожне наступне робоче колесо, тобто при умові відсутності направляючого апарата, будуються плани швидкостей на кожній із лопаток, а по планах швидкостей проектується профіль лопатки. Для робочих коліс 7, 8, 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника характерний профіль лопаток дозвуковий.The slope of the sinusoidal characteristic of the change in Ca in the low- and high-pressure compressor (see fig. 2) regulates the position of the sinusoid on the impellers 7, 8, 9 of the axial fan of the subsonic air intake. According to the required speeds Сa at the entrance and exit of each blade of the working wheels 7, 8, 9, under the condition of axial entry into each subsequent working wheel, i.e. in the absence of a guiding device, speed plans are built on each of the blades, and a profile is designed based on the speed plans shoulder blades For the working wheels 7, 8, 9 of the axial fan of the subsonic air intake, the typical blade profile is subsonic.

Величину зміни статичного тиску при синусоїдальній зміні осьової швидкості повітряного потоку у звужуючому газодинамічному тракті можна оцінити по зміні щільності потоку з рівняння цільності струменю: а - р/Б1Са1-роБ2Саз-сопсі, звідкіля ро-р/(Е1Са1/РоСа?) (3) . . . - с ре Природно, процес стиснення потоку при синусоїдальному характері зміни осьових швидкостей у звужуючомуся газодинамічному тракті починається вже на першому робочому колесі (див.фіг.2) графік Р, проте (о) цей процес стиснення здійснюється дуже плавно, і тільки на третьому робочому колесі 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника статичний тиск перевершує Рн. Все це сприяє безударному проходженню процесу стиснення потоку у зрівнянні з прототипом, що є незаперечною перевагою. - 20 Треба відзначити, що на середньому робочому колесі 8 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника, для плавності входження повітряного потоку у компресор низького тиску, виконується вихід на вершину с синусоїди, де Са досягає максимального значення після чого відбувається плавне зменшення С а по їм синусоїдальному характеру, але вже у компресорі низького і високого тиску, що досягається застосуванням відповідних гідравлічних кутів Б- і Я» лопаток робочих коліс і направляючих апаратів. Плани швидкостей со загальновідомі, див., наприклад, мал. б, третє робоче колесо. Треба позначити, що у вихідному січенні ю компресора високого тиску перед камерою горіння вихід на вершину синусоїди зміни Са обов'язковий. Це необхідно для того, щоб стиснений потік повітря безударно увійшов у камеру горіння з метою забезпечення стійкого горіння факела, цілком виключаючи при цьому вібраційне горіння палива.The magnitude of the change in static pressure with a sinusoidal change in the axial velocity of the air flow in the narrowing gas-dynamic tract can be estimated from the change in flow density from the equation of the integrity of the jet: а - р/Б1Са1-роБ2Саз-сопси, whence ро-р/(Е1Са1/РоСа?) (3) . . . Naturally, the process of flow compression with the sinusoidal nature of the change in axial velocities in the narrowing gas-dynamic tract begins already on the first impeller (see Fig. 2, graph P), but (o) this compression process is carried out very smoothly, and only on the third impeller wheels 9 of the axial fan of the subsonic air intake, the static pressure exceeds Рn. All this contributes to the smooth passage of the flow compression process in comparison with the prototype, which is an undeniable advantage. - 20 It should be noted that on the middle impeller 8 of the axial fan of the subsonic air intake, for the smoothness of the air flow entering the low-pressure compressor, an exit to the top of the sinusoid is performed, where Са reaches its maximum value, after which there is a smooth decrease of Са according to its sinusoidal character, but already in the low- and high-pressure compressor, which is achieved by using the corresponding hydraulic angles B- and Y" of the vanes of the working wheels and guide devices. Velocity plans are well known, see, for example, fig. b, the third working wheel. It should be noted that in the output section of the high-pressure compressor in front of the combustion chamber, the output to the top of the sine wave of the change in Ca is mandatory. This is necessary in order for the compressed air flow to enter the combustion chamber smoothly in order to ensure stable burning of the torch, while completely eliminating the vibrational combustion of fuel.

Після спрацьовування теплоперепаду на робочих колесах роторів турбін 4, 5, б на кожному з них виділяється « 70 своя робота, яка, наприклад, для першого робочого колеса 12 надзвукового осьового вентилятора -в двоконтурного реактивного сопла, згідно до рівняння Бернуллі, витрачається на вакуумування і на прискорення с потоку. Для забезпечення осьового входу газового потоку у робоче колесо 12 по першому контуру перед ним :з» установлений направляючий апарат 14. Вибором відповідної відстані між направляючим апаратом 14 і першим робочим колесом 12 досягається повна відповідність статичних тисків Ї швидкостей потоку на вході в лопатку 415 робочого колеса 12 по першому і другому контуру. Оскільки між робочими колесами 12, 13 статика практично не сл змінюється, то підведена до робочого колеса 13 робота витрачає тільки на прискорення потоку. Синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей потоку в двоконтурному реактивному соплі З забезпечується не тільки і95) гідравлічними кутами 0. і Я» лопаток робочих коліс 12, 13 надзвукового осьового вентилятора, але і -1 відповідним характером зміни площ січень газодинамічного тракту, при цьому вихід на вершину синусоїди по вихідному січенню двоконтурного реактивного сопла обов'язковий. Незначні похибки можуть бути скомпенсовані іме) регулюванням вихідного січення двоконтурного реактивного сопла. Потрібно відзначити, що безударнийAfter the activation of the heat transfer on the impellers of the rotors of the turbines 4, 5, b, each of them allocates its own work, which, for example, for the first impeller 12 of the supersonic axial fan -v of the two-circuit jet nozzle, according to the Bernoulli equation, is spent on vacuuming and on acceleration from the stream. To ensure the axial entry of the gas flow into the impeller 12 along the first contour in front of it, a guide device 14 is installed. By choosing the appropriate distance between the guide device 14 and the first impeller 12, full correspondence of the static pressures and flow velocities at the inlet to the blade 415 of the impeller is achieved 12 on the first and second circuit. Since between the impellers 12, 13 the statics practically does not change, the work supplied to the impeller 13 is spent only on the acceleration of the flow. The sinusoidal nature of the change in the axial flow velocities in the double-circuit jet nozzle Z is ensured not only by the hydraulic angles 0. and Я" of the blades of the working wheels 12, 13 of the supersonic axial fan, but also by the -1 corresponding nature of the change in the cross-sectional areas of the gas-dynamic tract, while the exit to the top sinusoids on the output cross-section of the two-circuit jet nozzle is mandatory. Minor errors can be compensated for by adjusting the output cross-section of the two-circuit jet nozzle. It should be noted that shockproof

Т» синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей потоку у двоконтурному реактивному соплі З дозволяє зняти будь-які обмеження по Са, М, МУ4, Мо і вибрати таку осьову швидкість на вході в перше робоче колесо 12, щоб можна було стабілізувати газодинамічні параметри потоку по першому і другому контуру. Побудова планів 5 швидкостей для надзвукового осьового вентилятора двоконтурного реактивного сопла аналогічна побудові плану швидкостей для осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника, різниця полягає в тому, що профільT» the sinusoidal nature of the change in the axial flow velocities in the double-circuit jet nozzle Z allows you to remove any restrictions on Са, М, МУ4, Мо and choose such an axial speed at the entrance to the first impeller 12 that it is possible to stabilize the gas-dynamic parameters of the flow through the first and the second circuit. The construction of 5-speed plans for a supersonic dual-circuit jet nozzle axial fan is similar to the construction of a speed plan for a subsonic air intake axial fan, the difference is that the profile

ГФ) лопаток робочих коліс 12, 13 надзвуковий.HF) blades of working wheels 12, 13 supersonic.

Ге Таким чином, введення синусоїдального характеру зміни осьових швидкостей і прискорень потоку у робочих колесах 7, 8, 9 осьового вентилятора дозвукового повітрязабірника перед компресором низького тиску з во обов'язковим виходом на вершину Синусоїд і на другому робочому колесі 8, введення синусоїдального характеру зміни осьових швидкостей і прискорень потоку у компресорі низького і високого тиску з обов'язковим виходом на вершину синусоїди у вихідному січенні компресора високого тиску перед камерою горіння, введення синусоїдального характеру зміни осьових швидкостей і прискорень потоку у робочих колесах 12, 13 надзвукового осьового вентилятора двоконтурного реактивного сопла з обов'язковим виходом на вершину ве синусоїди у вихідному січенні двоконтурного реактивного сопла дозволяє цілком вирішити поставлену задачу.Thus, the introduction of the sinusoidal nature of the change in axial velocities and flow accelerations in the impellers 7, 8, 9 of the axial fan of the subsonic air intake in front of the low-pressure compressor with the mandatory exit to the top of the sinusoid and on the second impeller 8, the introduction of the sinusoidal nature of the change in the axial flow velocities and accelerations in the low- and high-pressure compressor with a mandatory exit to the peak of the sinusoid in the output section of the high-pressure compressor in front of the combustion chamber, introduction of the sinusoidal nature of the change in axial velocities and flow accelerations in the impellers 12, 13 of the supersonic axial fan of the double-circuit jet nozzle with mandatory exit to the top of the sinusoid in the output cross-section of the two-circuit jet nozzle allows you to completely solve the problem.

Для турбореактивного двоконтурного двигуна цілком усунути кінематичні зони жорсткого динамічного удару,For a turbojet two-circuit engine, completely eliminate the kinematic zones of a hard dynamic impact,

що є основою заглохання двигунів при взльоті і наборі висоти до 400Ом, а також у польоті, включаючи посадку, шляхом введення плавного, наприклад, синусоїдального характеру зміни осьових швидкостей і прискорень потоку по всієї довжині газодинамічного тракту двигуна, застосовуючи при цьому патент Мо 2027902 (Способ боздания тяги) по новому призначенню для проектування і створення авіаційних двигунів нового покоління будь-якого класу, що дає наступний технічний результат: знижується децибельна характеристика двигуна, його робота стає практично безшумною, що, поряд із низькою витратою палива, істотно покращує екологію навколишнього середовища; повністю усувається такий небезпечний дефект як заглохання двигунів при взльоті і наборі висоти до 400м, /о а також у польоті, включаючи посадку, оскільки на 30095 розширюється діапазон стійкої роботи на будь-яких режимах, а виходить, підвищується безпека польотів на будь-яких режимах; поліпшуються всі техніко-економічні показники двигуна, включаючи тягу, витрату палива, габарити, вагу та інші. знімаються будь-які обмеження по Са, О, МУ Мо, крім прочностних по лопатках; досягнутий технічний результат дозволить зробити ці двигуни поза межами усякої конкуренції на світовому ринці.which is the basis of stalling of engines during take-off and climbing up to 400Ω, as well as in flight, including landing, by introducing a smooth, for example, sinusoidal nature of changes in axial velocities and flow accelerations along the entire length of the gas-dynamic path of the engine, while applying Mo patent 2027902 (Method bozdaniya tyga) for a new purpose for the design and creation of aircraft engines of a new generation of any class, which gives the following technical result: the decibel characteristic of the engine decreases, its operation becomes practically silent, which, along with low fuel consumption, significantly improves the ecology of the environment; such a dangerous defect as the stalling of engines during take-off and climbing up to 400m, /o, as well as in flight, including landing, is completely eliminated, since the range of stable operation in any modes is expanded by 30095, and as a result, the safety of flights in any modes is increased ; all technical and economic indicators of the engine improve, including traction, fuel consumption, dimensions, weight, and others. any restrictions on Sa, O, MU and Mo are removed, except for strength restrictions on blades; the achieved technical result will make these engines beyond all competition on the world market.

На основі вищевикладеного можна констатувати:Based on the above, it can be stated:

Кінематичний аналіз зміни осьових швидкостей і прискорень потоку по газодинамічному тракту двигуна, вперше проведений нами для ТВД, ТРД, ТРДД, дозволяє, як лакмусовий папірець, миттєво виявити всі недоліки 2о останніх ії помітити шляхи їх повного усунення, цьому ця заявка на винахід виконана на високому науково-технічному рівні, має абсолютну наукову і технічну новизну, абсолютну патентну чистоту і цілком відповідає всім критеріям - вимогам винаходу.The kinematic analysis of the change in axial velocities and accelerations of the flow along the gas-dynamic path of the engine, carried out by us for the first time for TVD, TRD, TRDD, allows, like a litmus test, to instantly identify all the shortcomings of the latter 2 and to notice ways of their complete elimination, therefore this application for an invention is made at a high at the scientific and technical level, has absolute scientific and technical novelty, absolute patent purity and fully meets all the criteria - the requirements of the invention.

Лист використаної літератури: 1. С.М. Шляхтенко. "Теория и расчет воздушнореактивньїх двигателей", Москва, Машиностроение, 1987г, 568 сч 25. 65. 2. П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко Теория авиационньїх двигателей, Москва, Машиностроение, (8) 1983Г, 224 с. 3. Б.Ш. Мамедов. Способ создания тяги, патент Мо 2027902, Бюл. Моз от 27.01.95г.List of used literature: 1. S.M. Nobleman "Theory and calculation of air-jet engines", Moscow, Mashinostroenie, 1987, 568 sch 25. 65. 2. P.K. Kazanzhan, N.D. Tikhonov, A.K. Yanko Theory of Aviation Engines, Moscow, Mashinostroenie, (8) 1983G, 224 p. 3. B.Sh. Mamedov The method of creating thrust, patent Mo. 2027902, Bull. Moz ot 27.01.95

Claims

« The formula of the invention is - - -, , o i-

1. Turbojet two-circuit engine, which includes a subsonic air intake, a low- and high-pressure compressor, a two-circuit jet nozzle, which differs in that in the subsonic air intake "О z5" three impellers of an axial fan are used, the last of which is rigidly connected to a hollow rotor of a low-pressure compressor, inside of which there is a cylindrical gearbox of an axial fan, which is rigidly connected to the engine housing on the one hand by the neck of its housing through a disk of a guide device located between the low- and high-pressure compressor, and on the other hand, the axial fan and cylindrical gearbox rest on the bearing of the shaft of the first working wheel of the axial « 70 Fan, located in the body of the inner fairing, rigidly connected to the body of the subsonic air intake, while the hollow rotor of the low-pressure compressor, which is rigidly connected to the third working wheel of the axial fan on one side fan of subsonic air collector, on the other side, through the disk of the last impeller of the hollow rotor of the low-pressure compressor, it is connected to the bearing located on the fixed neck of the cylindrical reducer housing, which is driven from the penultimate turbine rotor, providing, through the gear system of the cylindrical reducer, an increase in revolutions of the impellers of the axial fan of the subsonic air intake along the flow.

2. Turbojet two-circuit engine, which includes a subsonic air intake, a low-pressure and a high-pressure compressor, a two-circuit jet nozzle, which differs in that two (or more) impellers of a supersonic axial fan are used in the two-circuit jet nozzle, the first of which is rigidly connected connected to the last rotor of the turbine, and the second impeller of the supersonic axial fan is rigidly connected to the penultimate turbine rotor, and in front of the first impeller of the axial fan in the first circuit, a guide device is installed, while the gas-dynamic connection between the impellers of the turbine rotors provides an increase in revolutions of the impellers of the supersonic axial fan of the two-circuit jet nozzle along the flow.

C. A turbojet two-circuit engine according to claims 1, 2, which is characterized by the fact that the blades of the working wheels and o of the guiding devices contain hydraulic angles VVVa, which provide a change in axial velocities and accelerations of the flow in the narrowing gas-dynamic tract, smoothly, for example sinusoidally, with mandatory about exit to the peaks of the sinusoid on the middle impeller of the axial fan of the subsonic air intake, in the outlet section of the high-pressure compressor in front of the combustion chamber, in the outlet section 60 of the two-circuit supersonic jet nozzle. Official bulletin "Industrial Property". Book 1 "Inventions, useful models, topographies of integrated microcircuits", 2003, M 2, 15.02.2003. State Department of Intellectual Property of the Ministry of Education and Science of Ukraine. b5