Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, т.е. установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, управление ими: ..комбинированные воздушно-турбореактивные двигатели – F02K 7/16

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения. Нагрев топлива происходит в теплообменнике, находящемся в стенках камеры сгорания или непосредственно в камере сгорания. Гиперзвуковой двигатель содержит два контура, две камеры сгорания, и одно общее реактивное сопло. Второй контур имеет профиль кольцевого прямоточного двигателя, в котором компрессор второго контура находится перед камерой сгорания. Диффузор первого контура является центральным телом кольцевого входного устройства для второго контура и может иметь возможность продольно перемещаться для настройки входного устройства. Изобретение направлено на обеспечение бесперебойной работы прямоточного двигателя и предупреждение срыва пламени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель содержит двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной, имеющей систему охлаждения, и сверхзвуковым реактивным соплом с коническим обтекателем внутри него. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стерлинга, который содержит, по меньшей мере один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость. Вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода и теплообменник-охладитель с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений. Выход из охлаждающей полости соединен с полостью за двигателем Стерлинга. Между двигателем Стерлинга и сверхзвуковым реактивным соплом выполнена форсажная камера, внутри которой установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником. Сверхзвуковое реактивное сопло выполнено регулируемым, с возможностью изменения площади критического сечения. Конический обтекатель частично установлен внутри дозвуковой части реактивного сопла. Изобретение направлено на повышение кпд. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Комбинированный атомный авиационный двигатель содержит двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений. Выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла. Внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником. Изобретение направлено на повышение кпд. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный авиационный двигатель содержит двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, основной камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом с внутренним обтекателем. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, перед которым установлена дополнительная камера сгорания, к которой подведен дополнительный топливный трубопровод от дополнительного топливного насоса. Двигатель Стирлинга содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за дополнительной камерой сгорания по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный внутри внутреннего обтекателя. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен каналом между двумя валами с полостью за первым каскадом компрессора, а выход из охлаждающей полости соединен с внутренней полостью реактивного сопла. Изобретение направлено на повышение КПД авиационного двигателя при снижении его веса, стоимости и повышении надежности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный авиационный двигатель содержит турбовинтовой газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами, компрессором, основной камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, перед которым установлена дополнительная камера сгорания, к которой подведен дополнительный топливный трубопровод от дополнительного топливного насоса. Двигатель Стирлинга содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за дополнительной камерой сгорания по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр. Расширительные цилиндры установлены на внешнем корпусе турбовинтового газотурбинного двигателя. Изобретение направлено на повышение КПД авиационного двигателя при снижении его веса, стоимости и повышении надежности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный авиационный двигатель, содержащий двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, содержащий, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с воздухозаборным патрубком, а выход из охлаждающей полости соединен с реактивным соплом. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла. Изобретение направлено на повышение КПД авиационного двигателя при снижении его веса, стоимости и повышении надежности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный авиационный двигатель содержит двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, основной камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, перед которым установлена дополнительная камера сгорания, к которой подведен дополнительный топливный трубопровод от дополнительного топливного насоса. Двигатель Стирлинга содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за дополнительной камерой сгорания по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с воздухозаборным патрубком, а выход из охлаждающей полости соединен с реактивным соплом. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри конического обтекателя реактивного сопла. Изобретение направлено на повышение КПД авиационного двигателя при снижении его веса, стоимости и повышении надежности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при разработке силовой установки самолета и других летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Газожидкостный реактивный двигатель содержит входное устройство, наружный контур, внутренний контур в виде газотурбинного двигателя и камеру смешения обоих контуров, согласно изобретению наружный контур двигателя совмещен с наружным контуром силовой установки (мотогондолы) самолета и геометрическим профилированием в соплах контуров, смешиваемые газы разгоняются до сверхзвуковых режимов на входе в камеру смешения, которая превышает по диаметральным размерам максимальный диаметр канала наружного контура, при этом камера смешения снабжена устройством преобразования сверхзвукового потока смешанного газа в дозвуковой поток, которое выполнено в виде цилиндрического канала, площадь поперечного сечения которого соответствует критическому сечению при плавном переходе через скорость звука в дозвуковой поток и является местом образования скачка при переходе через прямой скачок уплотнения в дозвуковой поток в расширяющемся сопле, выполненном в виде выхлопного диффузора. Изобретение обеспечивает уменьшение удельного расхода топлива путем принципиального изменения конструктивной схемы двигателя. 1 ил.

Комбинированный реактивный двигатель выполнен в виде расположенного в кольцевом обтекателе одноступенчатого винтовентилятора или, при другом варианте выполнения, в виде двухступенчатого биротативного винтовентилятора. На концах лопастей рабочего колеса винтовентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки рабочего колеса винтовентилятора. При другом варианте выполнения, на концах лопастей первого рабочего колеса винтовентилятора установлены ракетные двигатели таким образом, чтобы ось выхода потока из их сопел была расположена под углом к фронту лопаточной решетки первого рабочего колеса винтовентилятора, а на концах лопастей второго рабочего колеса винтовентилятора расположены турбинные лопатки, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать эффективное преобразование энергии набегающего потока из сопел ракетных двигателей первого рабочего колеса в энергию вращения второго рабочего колеса винтовентилятора. Согласно первому варианту за рабочим колесом на внутренней стороне кольцевого обтекателя расположен спрямляющий лопаточный аппарат, а согласно второму последний расположен за вторым рабочим колесом. Лопатки спрямляющего лопаточного аппарата выполнены таким образом, чтобы изменять направление потока из-за турбинных лопаток на близкое к осевому. Изобретение направлено на повышение экономичности комбинированного реактивного двигателя в атмосфере, не содержащей свободного окислителя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Поточно-принудительный воздушно-реактивный двигатель, предназначенный для полета летательных аппаратов, в котором для сжигания горючего используется кислород воздуха, сжимаемый скоростным напором, содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель и турбореактивный двигатель, согласно изобретению прямоточный воздушно-реактивный двигатель совмещается боком через отвод между компрессором и камерами сгорания с турбореактивным двигателем. Трехступенчатая турбина вращает компрессор, который снабжает воздухом турбину и поточно-принудительный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение обеспечивает повышение экономичности двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Комбинированный воздушно-реактивный двигатель содержит компрессор, первичные камеры сгорания, газовую турбину и реактивное сопло. За газовой турбиной и перед реактивным соплом размещена выходная камера сгорания, которая сообщается одновременно или раздельно - одиночно с самостоятельными и независимыми друг от друга газовоздушными каналами, имеющими раздельные входные отверстия. Первый из этих каналов размещен вдоль линии оси двигателя и содержит установленную на своем входном отверстии управляемую запорную заслонку, а также последовательно размещенные вдоль упомянутой линии оси компрессор, первичные камеры сгорания и газовую турбину. Второй канал является воздуховодом, входное отверстие которого оснащено управляемой запорной заслонкой, обращено в сторону передней части двигателя. Воздуховод размещен вдоль боковых сторон двигателя, и его выходное отверстие расположено по кругу в боковых стенках выходной камеры сгорания с возможностью направления потоков воздуха из воздуховода концентрично к центру выходной камеры сгорания с их столкновением, взаимным торможением и превращением кинетической энергии этих потоков воздуха в дополнительное сжатие. Выходная камера сгорания снабжена форсункой для подачи топлива в область наибольшего сжатия воздуха. Изобретение повышает экономичность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Комбинированный реактивный двигатель содержит силовой корпус, расположенные соосно секции ракетного и воздушного турбореактивного двигателей. Воздушно-реактивный двигатель имеет турбокомпрессор с направляющими лопатками и рабочими колесами, установленными на подшипниках на корпусе газогенераторного устройства. Газогенераторное устройство выполнено в виде камеры сгорания, содержащей корпус в виде круговой конический оболочки, связанной с силовым корпусом, и включающей головную донную часть и расширенную открытую заднюю часть, снабженную трубчатой жаровой трубой с форсунками топливной системы, расположенной на срезе выходного сечения турбокомпрессора и сообщающейся с ним. Корпус турбокомпрессора в средней своей части выполнен из кольцевых секций, установленных с зазором друг относительно друга на камере сгорания с помощью направляющих лопаток компрессора, и снабжен в хвостовой своей части конусной камерой, имеющей поворотные створки, выполненные с возможностью перекрытия выходного сечения турбокомпрессора. Каждое рабочее колесо турбокомпрессора выполнено из рабочих компрессорных лопаток, связанных между собой по наружным концам кольцевым переходником, а по внутренним концам - кольцевым газосборником, установленным на корпусе камеры сгорания. Рабочие компрессорные лопатки выполнены полыми, сообщающимися с внутренним пространством кольцевых газосборников. Корпус камеры сгорания выполнен с выходными отверстиями в зоне кольцевых газосборников. К наружной поверхности кольцевого переходника подсоединены полые цилиндрические стержни. Полости цилиндрических стержней сообщаются с полостями рабочих компрессорных лопаток, перемещаются в зазорах кольцевых секций и несут на своих наружных концах реактивный привод, образующий турбину и подающий продукты сгорания топлива в кольцевое пространство между корпусом турбокомпрессора и силовым корпусом двигателя. Изобретение позволяет обеспечить полеты летательных аппаратов в широком диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей. 1 з.п.ф-лы, 7 ил.

Воздушно-реактивный двигатель содержит корпус, к которому крепятся неподвижные части двигателя, вал двигателя с установленным на нем компрессором, диффузор, устройства, создающие крутящий момент на валу двигателя в виде прямоточных воздушно-реактивных двигателей, расположенных на расстоянии от оси вращения вала двигателя и закрепленных на нем. Система подачи топлива двигателя состоит из насоса, подающего топливо по топливопроводам во внутреннюю полость вала двигателя, из которой топливо под действием центробежной силы подается в прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Воздухозаборники прямоточных воздушно-реактивных двигателей направлены вперед и по направлению вращения вала двигателя, а их сопла выходят назад в общее сопло двигателя, состоящее из раструба и центрального тела -"иглы", в зазор между которыми истекают из прямоточных воздушно-реактивных двигателей продукты сгорания. В стенках устройства крепления прямоточных воздушно-реактивных двигателей выполнены отверстия для прохода воздуха в их диффузор и для выхода продуктов сгорания из сопел. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют связь с одним из рабочих колёс компрессора и вращаются вместе с ним. Впереди компрессора в обтекателе двигателя расположен стартер-генератор. Маслонасос находится в кожухе шестерёнчатого редуктора. Устройство крепления прямоточных двигателей выполнено в виде фланцев или барабана. Изобретение повышает экономичность двигателя на больших высотах и на больших сверхзвуковых скоростях полета летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе содержит турбокомпрессор, имеющий компрессор, основную камеру сгорания и турбину с двумя топливовоздушными теплообменниками, установленными последовательно. Первый топливовоздушный теплообменник расположен в канале газовоздушного тракта на входе в турбокомпрессор. Между топливовоздушными теплообменниками по линии топлива расположена турбина турбохолодильной установки, которая механически связана с потребителем (потребителями) мощности. Изобретение повышает хладоресурс используемого топлива и соответственно повышает степень утилизации бросовой энергии в газотурбинном двигателе. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Реактивный двигатель для транспорта снабжен устройством преобразования энергии и устройством преобразования жидкого топлива в газообразное состояние, между которыми расположена рабочая камера сгорания непрерывного действия. Устройство преобразования жидкого топлива в газообразное состояние выполнено в виде запальника, имеющего во входной части форсунку со свечами зажигания, а в выходной удлиненной его части установлен прибор подготовки топлива и топливные форсунки для подачи газообразного топлива в рабочую камеру сгорания. Камера сгорания имеет входное, воздушное устройство с диффузором, жаровую часть со свечами зажигания и выходную сужающуюся часть, которая выполнена удлиненной формы в виде горловины, входящей в устройство преобразования энергии. Последнее соединено со входом реактивного сопла через смесительную камеру и выполнено в виде нескольких последовательно расположенных и входящих друг в друга с зазорами цилиндрических труб. Цилиндрические трубы устройства преобразования энергии имеют разные диаметры отверстий с увеличением диаметра отверстий последующих труб по отношению к диаметру отверстий предыдущих труб. Смесительная камера соединена с расширительной частью реактивного сопла, на выходе которого установлена камера, направляющая газовоздушный поток параллельно оси двигателя. С другой стороны корпуса двигателя на выходе воздухозаборника установлена вакуумная камера с воздуховодными трубами. С противоположной стороны вакуумной камеры плотно прилегает полусфера с отверстиями, в которые входят всасывающие воздуховодные трубы, соединяющие устройство преобразования энергии с вакуумной камерой. Вакуумная камера имеет цилиндрическую форму с внешней и внутренней оболочкой. Внутри последней перед устройством преобразования жидкого топлива в газообразное состояние установлен осевой, воздушный компрессор, на одной оси с которым, на входе воздухозаборника, установлена воздушная турбина. Изобретение повышает долговечность и кпд двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.