[go: up one dir, main page]

RU2209329C2 - Turbofan engine - Google Patents

Turbofan engine Download PDF

Info

Publication number
RU2209329C2
RU2209329C2 RU2001109130A RU2001109130A RU2209329C2 RU 2209329 C2 RU2209329 C2 RU 2209329C2 RU 2001109130 A RU2001109130 A RU 2001109130A RU 2001109130 A RU2001109130 A RU 2001109130A RU 2209329 C2 RU2209329 C2 RU 2209329C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
fan
air
engine according
speed compressor
Prior art date
Application number
RU2001109130A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2001109130A (en
Inventor
В.А. Брусов
Ю.М. Агафонов
Т.С. Брусова
Н.Ю. Агафонов
Original Assignee
Брусов Владимир Алексеевич
Агафонов Юрий Михайлович
Брусова Татьяна Сергеевна
Агафонов Николай Юрьевич
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Брусов Владимир Алексеевич, Агафонов Юрий Михайлович, Брусова Татьяна Сергеевна, Агафонов Николай Юрьевич filed Critical Брусов Владимир Алексеевич
Priority to RU2001109130A priority Critical patent/RU2209329C2/en
Publication of RU2001109130A publication Critical patent/RU2001109130A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2209329C2 publication Critical patent/RU2209329C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; engines. SUBSTANCE: proposed double-flow gas turbofan engine contains fan, high-speed compressor, combustion chamber, two-stage turbine setting compressor and fan into rotation, reaction nozzle and steam-water heater (steam generator). Engine is furnished also with air-hydrogen-nitrogen-oxygen heat-mass exchanger, reheat unit and multiplicator. Fan is made coaxial, double-row, sixteen-blade, variable pitch, with diameter of 3-3.4 m. Two-stage turbine is of combination impulse-reaction type, with de Laval nozzle fitted at its outlet. Higher-speed compressor is made with pressure ratio of Pc = 40, and speed of 6000-7600 rpm. Thrust of engine is 100 ton, air flow rate through first contour being 400 kg/s and through second contour, 1000 kg/s and gas temperature before turbine equal to 1800 K. EFFECT: increased efficiency of engine. 8 cl

Description

Изобретение относится (3) к области двигателестроения, в частности к авиационным двухконтурным трубореактивным двигателям. The invention relates (3) to the field of engine building, in particular to aircraft dual-circuit tube-jet engines.

Наиболее близким техническим решением к изобретению является двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий установленный на входе контуров вентилятор и последовательно расположенные во внутреннем контуре компрессор, камеру сгорания и двухступенчатую турбину, приводящую во вращение компрессор и вентилятор, реактивное сопло, теплообменник, пароводяной нагреватель (генератор пара) [см. SU 10456890, МПК 7 F 02 К 3/04, 1994). The closest technical solution to the invention is a dual-circuit turbojet engine containing a fan installed at the input of the circuits and a compressor sequentially located in the internal circuit, a combustion chamber and a two-stage turbine that rotates the compressor and fan, a jet nozzle, a heat exchanger, a steam-water heater (steam generator) [ cm. SU 10456890, IPC 7 F 02 K 3/04, 1994).

Недостатками этого двигателя являются недостаточно высокие кпд и мощность. The disadvantages of this engine are not high enough efficiency and power.

Задачей настоящего изобретения является повышение кпд и мощности. An object of the present invention is to increase efficiency and power.

Поставленная задача достигается за счет того, что двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, высокоскоростной компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую турбину, приводящую во вращение компрессор и вентилятор, реактивное сопло, теплообменник, пароводяной нагреватель (генератор пара), согласно изобретению, снабжен воздушно-водородным азотно-кислородным тепломассобменником, форсажной камерой сгорания, мультипликатором, при этом вентилятор выполнен соосным, двухрядным, шестнадцатилопастным, изменяемого шага, с диаметром 3-3,4 м, двухступенчатая турбина выполнена активно-реактивной, а на ее выходе размещено сопло Лаваля, высокоскоростной компрессор выполнен со степенью повышения давления ПК=40, с числом оборотов в минуту 6000-7600, двигатель выполнен тягой 100 т, с расходом воздуха через первый контур - 400 кг/с, через второй - 1000 кг/с, температурой газа перед турбиной 1800 К.The problem is achieved due to the fact that the double-circuit gas turbine fan engine containing a fan, a high-speed compressor, a combustion chamber, a two-stage turbine, which rotates the compressor and fan, a jet nozzle, a heat exchanger, a steam-water heater (steam generator), according to the invention, is equipped with an air hydrogen nitrogen-oxygen heat exchanger, afterburner combustion chamber, multiplier, while the fan is made coaxial, double-row, sixteen-blade, variable step, with a diameter of 3-3.4 m, the two-stage turbine is made active-reactive, and a Laval nozzle is placed at its outlet, a high-speed compressor is made with a pressure increase degree П К = 40, with a speed of 6000-7600 rpm, the engine is made thrust of 100 tons, with an air flow through the primary circuit of 400 kg / s, through the second circuit of 1000 kg / s, the gas temperature in front of the turbine is 1800 K.

Поставленная задача достигается также за счет того, что мультипликатор своей ведущей шестерней закреплен на валу вентилятора, а сателлиты (5 шт.) расположены на осях сателлитодержателя, одновременно являющегося корпусом переднего подшипниками, и входит в целом в переднюю опору двигателя. The task is also achieved due to the fact that the multiplier with its drive gear is mounted on the fan shaft, and the satellites (5 pcs.) Are located on the axes of the satellite holder, which is also the front bearing housing, and is included in the front engine support as a whole.

Поставленная задача достигается также за счет того, что воздушно-водородный азотно-кислородный тепломассообменник расположен между первой и второй ступенями высокоскоростного компрессора и служит для понижения энтальпии воздушного потока и получения жидкого воздуха, с последующим разложением его на азот и кислород. The task is also achieved due to the fact that the air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and mass exchanger is located between the first and second stages of the high-speed compressor and serves to reduce the enthalpy of the air flow and to obtain liquid air, followed by its decomposition into nitrogen and oxygen.

Поставленная задача решается также за счет того, что камера сгорания содержит в своей центральной части, внутри корпуса шароторовой конвектор, служащий для приготовления топливовоздушной смеси с водяным паром. The problem is also solved due to the fact that the combustion chamber contains in its central part, inside the housing, a charotor convector that serves to prepare the air-fuel mixture with water vapor.

Поставленная задача решается также за счет того, что лопатки двухступенчатой турбины от корневого сечения до 70-75% длины образуют активный канал, а по высоте лопатки - реактивный канал, при этом рабочие и сопловые лопатки охлаждают воздухом, отбираемым из-за высокоскоростного компрессора. The problem is also solved due to the fact that the blades of a two-stage turbine form an active channel from the root section up to 70-75% of the length, and a reactive channel along the height of the blade, while the working and nozzle blades are cooled by air drawn due to the high-speed compressor.

Поставленная задача решается также за счет того, что пароводяной нагреватель (генератор пара) выполнен шаровым, расположен по оси двигателя за его задней опорой и обогревается выходящими из сопла Лаваля газами, служащего одновременно корпусом задней опоры двигателя. The problem is also solved due to the fact that the steam-water heater (steam generator) is made spherical, is located on the axis of the engine behind its rear support and is heated by the gases exiting the Laval nozzle, which simultaneously serves as the body of the rear engine support.

Поставленная задача решается также за счет того, что соосный двухрядный вентилятор имеет разную ширину лопастей, второй ряд короче первого и его лопатки закрыты по внешнему диаметру входным обогреваемым обтекателем наружного корпуса высокоскоростного компрессора. The problem is also solved due to the fact that the coaxial double-row fan has different blade widths, the second row is shorter than the first and its blades are closed in outer diameter with the input heated fairing of the outer casing of the high-speed compressor.

Поставленная задача решается также за счет того, что лопасти первого ряда вентилятора имеют шаровые лунки, направляемые на борьбу со срывом потока воздуха. The problem is also solved due to the fact that the blades of the first row of the fan have ball holes, aimed at combating the stall of the air stream.

В двигателе включены следующие схемы:
1) турбореактивного двигателя (ТРД);
2) турбовинтового двигателя (ТВД) - вместо вентилятора может быть винт;
3) двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД);
4) жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) - камера сгорания -смеситель I и II контуров;
5) прямоточного - воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) -второй контур работает в экономичном режиме на всех скоростях полета, включая взлетный режим.The following circuits are included in the engine:
1) turbojet engine (turbojet engine);
2) turboprop engine (TVD) - instead of a fan, there may be a screw;
3) a dual-circuit turbojet engine (DTRD);
4) liquid propellant engine (LRE) - combustion chamber - mixer of I and II circuits;
5) ramjet - air-jet engine (ramjet) - the second circuit operates in an economical mode at all flight speeds, including takeoff mode.

Главное достоинство двигателя - реактивно-активная турбина, где более эффективно срабатывается значительный теплоперепад - критерий тяги. Введение дополнительных мероприятий позволяет:
- снизить волновые потери, связанные с обтеканием лопастей винтовентилятора (ВВ), до минимума, что существенно повышает кпд ВВ;
- увеличить адиабатическую работу сжатия I ступени высокоскоростного компрессора за счет введения в схему двигателя мультипликаторя;
- осуществить более быстрый переход с режима малого газа до взлетного за счет введения стартер-турбины, приемистость 2-3 с (высокая газодинамическая устойчивость двигателя даже в экстремальных условиях, исключает появление разного рода вибраций, колебаний, резонансных явлений;
- получить в камере сгорания кумулятивный эффект и условия кинетического горения;
- совершенствование рабочего процесса двигателя достигается за счет улучшения циклов двигателя (Брайтона, Отто, термического) с использованием хладоресурса и работоспособности водорода, тепломассообменника для понижения энтальпии газообразного воздуха и парогенератора (нагревателя)- теплоносителя пара (р= 60-80 атм, Т -1200-1300oС). Техническим эффектом изобретения является повышение кпд и тяги за счет введения в газодинамическую часть двигателя, воздушно-водородного азотно-кислородного тепломассообменника.The main advantage of the engine is a reactive turbine, where significant heat transfer is more efficiently triggered - a thrust criterion. The introduction of additional activities allows you to:
- reduce wave losses associated with the flow around the rotor blades of the fan (BB) to a minimum, which significantly increases the efficiency of the explosive;
- increase the adiabatic compression work of the first stage of a high-speed compressor by introducing a multiplier into the engine circuit;
- to carry out a faster transition from idle to take-off mode due to the introduction of a starter turbine, acceleration of 2-3 s (high gas-dynamic stability of the engine even in extreme conditions, eliminates the appearance of various kinds of vibrations, vibrations, resonance phenomena;
- to obtain a cumulative effect and kinetic combustion conditions in the combustion chamber;
- improvement of the engine working process is achieved by improving the engine cycles (Brighton, Otto, thermal) using the cold resource and the working capacity of hydrogen, a heat and mass exchanger to reduce the enthalpy of gaseous air and a steam generator (heater) - steam coolant (p = 60-80 atm, T -1200 -1300 o C). The technical effect of the invention is to increase the efficiency and thrust due to the introduction into the gas-dynamic part of the engine, an air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and mass exchanger.

На фиг.1 изображен продольный разрез предлагаемого двигателя. Figure 1 shows a longitudinal section of the proposed engine.

На фиг.2 - вид А фиг.1
На фиг.3 - вид Б фиг.1.Figure 2 is a view A of figure 1
Figure 3 is a view B of figure 1.

На фиг.4 - вид В фиг.1. Figure 4 is a view In figure 1.

На фиг.3 - вид Г фиг.1. Figure 3 is a view G of figure 1.

На фиг.6 - вид сзади на фиг.1. Figure 6 is a rear view of figure 1.

Двухконтурный, газотурбинный вентиляторный двигатель (фиг.1) содержит соосный двухрядный шестнадцатилопастной вентилятор (или винт) изменяемого шага (ВИШ)-1, высокоскоростной компрессор (ВСК) 2, камеру сгорания 3, двухступенчатую турбину 4, приводящую во вращение ВСК 2 и через мультипликатор 5 вентилятор 1, реактивное сопло 6. Для повышения энерговооруженности и кпд двигателя на нем дополнительно установлены воздушно-водородный азотно-кислородный теплообменник 7, пароводяной нагреватель (генератор пара) 8, сопло Лаваля 9 на выходе из турбины, форсажная камера сгорания 10. A dual-circuit, gas turbine fan engine (Fig. 1) contains a coaxial double-row sixteen-blade fan (or screw) of variable pitch (VISH) -1, a high-speed compressor (VSK) 2, a combustion chamber 3, a two-stage turbine 4, which rotates the VSK 2 and through the multiplier 5 fan 1, jet nozzle 6. To increase power availability and engine efficiency, it is additionally equipped with an air-hydrogen nitrogen-oxygen heat exchanger 7, a steam-water heater (steam generator) 8, a Laval nozzle 9 at the turbine outlet, f rsazhnaya combustion chamber 10.

Мультипликатор 5 своей ведущей шестерней 11 закреплен на валу ВИШ 1. Сателлиты 12 расположены на осях 13 сателлитодержателя 14. The multiplier 5 with its pinion gear 11 is mounted on the shaft VISH 1. Satellites 12 are located on the axes 13 of the satellite holder 14.

Воздушно-водородный азотно-кислородный теплоомассообменник 7 расположен между первой и второй ступенями ВСК 2 и служит для понижения энтальпии воздушного потока и получения жидкого воздуха, с последующим разложением на азот и кислород. На наружной поверхности корпуса передней опоры выполнен теплообменник 15. На внутренней поверхности корпуса ВСК 2 перед второй его ступенью выполнен коллектор 16 отбора воздуха на нужды воздушно-водородного азотно-кислородного тепломаслообменника 7. Air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and mass exchanger 7 is located between the first and second stages of VSK 2 and serves to reduce the enthalpy of the air flow and to obtain liquid air, followed by decomposition into nitrogen and oxygen. A heat exchanger 15 is made on the outer surface of the front support housing. On the inner surface of the VSK housing 2, before the second stage, a collector 16 is made for air intake for the needs of the air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and oil exchanger 7.

Воздушно-водородный азотно-кислородный теплообменник 7 (см. фиг.3) содержит трубу подвода водорода 17 из коллектора 18, сборник жидкого кислорода 19, сборник азота 20, лопатки направляющие 21, коллектор отбора жидкого кислорода 22. Снаружи воздушно-водородный азотно-кислородный теплообменник 7 содержит двухстенный корпус 23, крепящийся к сборнику жидкого водорода 24, и фланец отбора жидкого водорода, заборник воздуха 26, патрубок отбора жидкого азота 27 и накопитель жидкого азота 28. The air-hydrogen nitrogen-oxygen heat exchanger 7 (see Fig. 3) contains a hydrogen supply pipe 17 from the collector 18, a liquid oxygen collector 19, a nitrogen collector 20, guide vanes 21, a liquid oxygen selection manifold 22. Outside, the air-hydrogen nitrogen-oxygen the heat exchanger 7 includes a two-walled housing 23, mounted to a collector of liquid hydrogen 24, and a flange for the selection of liquid hydrogen, an air intake 26, a nozzle for the selection of liquid nitrogen 27 and the accumulator of liquid nitrogen 28.

Силовой пояс двигателя 29 (фиг.4) соединен шестью трубами 30 со вторым силовым поясом 31. На трубах 30 установлены лопатки 32, заполненные жидким водородом, при этом носок 33, лопатки 32 обогреваются воздухом. В трубах 30 выполнены отверстия 34, а в носке 33 лопатки 32 имеются отверстия 35. The power belt of the engine 29 (Fig. 4) is connected by six pipes 30 to the second power belt 31. The blades 32 are installed on the pipes 30, filled with liquid hydrogen, while the nose 33, the blades 32 are heated by air. Holes 34 are made in the pipes 30, and holes 35 are provided in the nose 33 of the blade 32.

К диску 36 компрессора ВСК 2 крепится диск 37 последней ступени ВСК 2, который опирается на подшипник 38, который сам сидит на втулке 39 корпуса средней опоры. В верхней части диска 37 имеются лопатки 40 стартера 4, на которые подается из полости 41 пар от парогенератора 8 или воздух от наземной станции к патрубку 42 и далее в полость 43. В полость 41 пар подводится через фланец 44. На корпусе камеры сгорания 3 расположен коллектор пускового топлива с каналами 45 и 46. Здесь же выполнен штуцер отбора воздуха 47 на обогрев носка корпуса входного направляющего аппарата (не показан). The disk 37 of the VSK 2 compressor is attached to the disk 37 of the last stage of the VSK 2, which is supported by a bearing 38, which itself sits on the sleeve 39 of the middle support housing. In the upper part of the disk 37 there are blades 40 of the starter 4, which are supplied from the cavity 41 of the steam from the steam generator 8 or air from the ground station to the pipe 42 and further into the cavity 43. The vapor 41 is supplied through the flange 44 to the cavity 41. On the housing of the combustion chamber 3 is located starting fuel manifold with channels 45 and 46. Here, an air intake fitting 47 is made for heating the toe of the input guide vane body (not shown).

Двигатель также (фиг. 6) имеет форсунки 48, в центре форсунки 49 с реверсом тяги, смеситель потоков I и II контуров 50, 51 и коллектор подвода топлива 52 и сопло двигателя 53, форсунки 54 и форсунки 55 первого и второго ряда форсажной камеры 56.На фиг. 6 изображен также элемент подвески 57. The engine also (Fig. 6) has nozzles 48, in the center of the nozzle 49 with thrust reverser, a flow mixer I and II of circuits 50, 51 and a fuel supply manifold 52 and an engine nozzle 53, nozzle 54 and nozzle 55 of the first and second row of afterburner 56 . In FIG. 6 also depicts a suspension element 57.

Камера сгорания 3 в центральной части содержит торовый конвектор 58, служащий для смещения подводимого пара с водородом. The combustion chamber 3 in the Central part contains a torus convector 58, which serves to bias the supplied steam with hydrogen.

Двухступенчатая турбина 4 имеет лопатки, которые от корневого сечения до 70-75% длины образуют активный канал, а выше по высоте лопатки - реактивный канал. The two-stage turbine 4 has blades that form an active channel from the root section to 70-75% of the length, and a reactive channel higher than the height of the blade.

Двигатель работает следующим образом: к коллектору запуска от стационарной установки (р=10 кг/см2, GB=50-60 кг/с) подается сжатый воздух. В камеру сгорания 3 поступает от пускового коллектора 45 водород, который поджигается запальником, установленным на корпусе жаровой трубы. Лопатки 40 стартера начинают вращаться, приводя во вращение ВСК 2 и ВИШ1 через мультипликатор 5. На заданных режимах (взлет, например) включается форсажная камера 56 и двигатель начинает работать в режиме ПВРД.The engine operates as follows: compressed air is supplied to the starting manifold from a stationary installation (p = 10 kg / cm 2 , G B = 50-60 kg / s). Hydrogen is supplied to the combustion chamber 3 from the starting manifold 45, which is ignited by a pilot light mounted on the flame tube body. The blades 40 of the starter begin to rotate, causing the VSK 2 and VISH1 to rotate through the multiplier 5. At predetermined modes (take-off, for example), afterburner 56 is turned on and the engine starts to operate in ramjet operation.

Первая ступень компрессора ВСК 2, нагнетая воздух по внутреннему контуру, заставляет его обтекать торовый коллектор 58 и воздушно-водородный азотно-кислородный теплообменник 7, тем самым охлаждая нагнетаемый по внутреннему контуру воздух. А отбираемый из ВСК 2 по коллектору отбора 16 воздух направляет воздушно-водородный азотно-кислородный в тепломассообменник 7, где он разлагается на жидкий кислород и азот. Азот по трубопроводу 27 направляется в атомный реактор, а кислород через отверстия поступает в проточную часть компрессора ВСК 2. The first stage of the compressor VSK 2, forcing the air along the inner circuit, forces it to flow around the torus collector 58 and the air-hydrogen nitrogen-oxygen heat exchanger 7, thereby cooling the air pumped along the inner circuit. And the air taken from VSK 2 through the selection manifold 16 directs the air-hydrogen nitrogen-oxygen to the heat and mass exchanger 7, where it decomposes into liquid oxygen and nitrogen. Nitrogen through pipeline 27 is sent to an atomic reactor, and oxygen enters through the openings of the VSK 2 compressor through openings.

Далее компрессор ВСК 2 подает сжатый воздух в камеру сгорания 3, в которую через трубопроводы подается под давлением пар из парогенератора. А в камеру сгорания 3 подается водород, который дожигается в двухступенчатой турбине 4 двигателя. Next, the VSK compressor 2 supplies compressed air to the combustion chamber 3, into which steam is supplied from the steam generator through pipelines under pressure. And in the combustion chamber 3 is fed hydrogen, which is burned in a two-stage turbine 4 of the engine.

Claims (8)

1. Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, высокоскоростной компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую турбину, приводящую во вращение компрессор и вентилятор, реактивное сопло, пароводяной нагреватель (генератор пара), отличающийся тем, что двигатель снабжен воздушно-водородным азотно-кислородным тепломассообменником, форсажной камерой сгорания, мультипликатором, при этом вентилятор выполнен соосным двухрядным, шестнадцатилопастным, изменяемого шага, с диаметром 3-3,4 м, двухступенчатая турбина выполнена активно-реактивной, а на ее выходе размещено сопло Лаваля, высокоскоростной компрессор выполнен со степенью повышения давления ПК=40, с числом оборотов в минуту 6000-7600, двигатель выполнен тягой 100 т, с расходом воздуха через первый контур 400 кг/с, через второй - 1000 кг/с, температурой газа перед турбиной 1800oК.1. A double-circuit gas turbine fan engine containing a fan, a high-speed compressor, a combustion chamber, a two-stage turbine that rotates the compressor and fan, a jet nozzle, a steam-water heater (steam generator), characterized in that the engine is equipped with an air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and mass exchanger, afterburner combustion chamber, a multiplier, while the fan is made coaxial two-row, sixteen-blade, variable pitch, with a diameter of 3-3.4 m, two-stage turbine Execute the active-reactive, and at its output taken Laval nozzle, high-speed compressor is provided with pressure ratio P K = 40, the number of 6000-7600 rpm, the engine is made thrust of 100 tons, with an air flow through the first circuit 400 kg / s , through the second - 1000 kg / s, the gas temperature in front of the turbine 1800 o K. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что мультипликатор своей ведущей шестерней закреплен на валу вентилятора, а сателлиты (5 шт.) расположены на осях сателлитодержателя, одновременно являющегося корпусом переднего подшипника, и входит в целом в переднюю опору двигателя. 2. The engine according to claim 1, characterized in that the multiplier with its drive gear is mounted on the fan shaft, and the satellites (5 pcs.) Are located on the axes of the satellite holder, which is also the front bearing housing, and is included in the front engine support as a whole. 3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что воздушно-водородный азотокислородный тепломассообменник расположен между первой и второй ступенями высокоскоростного компрессора и служит для понижения энтальпии воздушного потока и получения жидкого воздуха, с последующим разложением его на азот и кислород. 3. The engine according to claim 2, characterized in that the air-hydrogen nitrogen-oxygen heat and mass exchanger is located between the first and second stages of the high-speed compressor and serves to reduce the enthalpy of the air flow and to obtain liquid air, followed by its decomposition into nitrogen and oxygen. 4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что камера сгорания содержит в своей центральной части, внутри корпуса, шароторовой конвектор, служащий для приготовления топливовоздушной смеси с водяным паром. 4. The engine according to claim 3, characterized in that the combustion chamber contains a charotor convector in its central part, inside the housing, for preparing the air-fuel mixture with water vapor. 5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что лопатки двухступенчатой турбины от корневого сечения до 70-75% длины образуют активный канал, а выше по высоте лопатки - реактивный канал, при этом рабочие и сопловые лопатки охлаждаются воздухом, отбираемым из-за высокоскоростного компрессора. 5. The engine according to claim 4, characterized in that the blades of a two-stage turbine form an active channel from the root section up to 70-75% of the length, and a jet channel forms higher in height of the blade, while the working and nozzle blades are cooled by air taken from high speed compressor. 6. Двигатель по п. 3, отличающийся тем, что пароводяной нагреватель (генератор пара) выполнен шаровым, расположен по оси двигателя за его задней опорой и обогревается выходящими из сопла Лаваля газами, служащего одновременно корпусом задней опоры двигателя. 6. The engine according to claim 3, characterized in that the steam-water heater (steam generator) is made spherical, is located on the axis of the engine behind its rear support and is heated by the gases exiting the Laval nozzle, which simultaneously serves as the housing of the rear engine support. 7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что соосный двухрядный вентилятор имеет разную ширину лопастей, второй ряд короче первого и его лопатки закрыты по внешнему диаметру входным обогреваемым обтекателем наружного корпуса высокоскоростного компрессора. 7. The engine according to claim 1, characterized in that the coaxial double-row fan has different blade widths, the second row is shorter than the first and its blades are closed in outer diameter by the input heated fairing of the outer casing of the high-speed compressor. 8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что лопасти первого ряда вентилятора имеют шаровые лунки, направленные на борьбу со срывом потока воздуха. 8. The engine according to claim 1, characterized in that the blades of the first row of the fan have ball holes, aimed at combating the stall of the air stream.
RU2001109130A 2001-04-05 2001-04-05 Turbofan engine RU2209329C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001109130A RU2209329C2 (en) 2001-04-05 2001-04-05 Turbofan engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001109130A RU2209329C2 (en) 2001-04-05 2001-04-05 Turbofan engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2001109130A RU2001109130A (en) 2003-05-10
RU2209329C2 true RU2209329C2 (en) 2003-07-27

Family

ID=29209465

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001109130A RU2209329C2 (en) 2001-04-05 2001-04-05 Turbofan engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2209329C2 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2271460C2 (en) * 2003-11-03 2006-03-10 Юрий Михайлович Агафонов Gas-turbine turbofan engine
RU2271461C2 (en) * 2004-02-12 2006-03-10 Юрий Михайлович Агафонов Combination double-flow gas-turbine propeppeller-fan engine
RU2320885C2 (en) * 2006-04-07 2008-03-27 Юрий Михайлович Агафонов Two-loop gas-turbine fan engine
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
RU2371588C2 (en) * 2008-01-09 2009-10-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный энергетический университет" (КГЭУ) Gas turbine drive of electric generator
RU2730562C1 (en) * 2019-11-21 2020-08-24 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Propfan gas turbine engine

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2911644B1 (en) * 2007-01-23 2012-06-01 Snecma TURBOPROPULSEUR COMPRISING A PROPELLED PROPELLER OF BLADES WITH ADJUSTABLE ORIENTATION.

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2680832A1 (en) * 1991-09-03 1993-03-05 Gen Electric GAS TURBINE ENGINE HAVING IMPROVED AIR FLOW TAKING APPARATUS AND AIR FLOW TAKING APPARATUS FOR SUCH AN ENGINE.
US5317877A (en) * 1992-08-03 1994-06-07 General Electric Company Intercooled turbine blade cooling air feed system
RU1045686C (en) * 1981-10-26 1994-09-15 В.Ф. Шевцов By-pass engine
RU1584492C (en) * 1988-07-01 1994-09-30 Шевцов Валентин Федорович Two-circuit turbojet engine
RU2066777C1 (en) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1045686C (en) * 1981-10-26 1994-09-15 В.Ф. Шевцов By-pass engine
RU1584492C (en) * 1988-07-01 1994-09-30 Шевцов Валентин Федорович Two-circuit turbojet engine
FR2680832A1 (en) * 1991-09-03 1993-03-05 Gen Electric GAS TURBINE ENGINE HAVING IMPROVED AIR FLOW TAKING APPARATUS AND AIR FLOW TAKING APPARATUS FOR SUCH AN ENGINE.
US5317877A (en) * 1992-08-03 1994-06-07 General Electric Company Intercooled turbine blade cooling air feed system
RU2066777C1 (en) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Engine

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2271460C2 (en) * 2003-11-03 2006-03-10 Юрий Михайлович Агафонов Gas-turbine turbofan engine
RU2271461C2 (en) * 2004-02-12 2006-03-10 Юрий Михайлович Агафонов Combination double-flow gas-turbine propeppeller-fan engine
RU2320885C2 (en) * 2006-04-07 2008-03-27 Юрий Михайлович Агафонов Two-loop gas-turbine fan engine
RU2371588C2 (en) * 2008-01-09 2009-10-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный энергетический университет" (КГЭУ) Gas turbine drive of electric generator
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
RU2730562C1 (en) * 2019-11-21 2020-08-24 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Propfan gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6666018B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6550235B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine operating method
EP0403372B1 (en) Combined turbo-stato-rocket jet engine
US5014508A (en) Combination propulsion system for a flying craft
US3496725A (en) Rocket action turbofan engine
US4845941A (en) Gas turbine engine operating process
US2479776A (en) Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners
US20050138914A1 (en) Turbo rocket with real carnot cycle
US2468461A (en) Nozzle ring construction for turbopower plants
US20190063313A1 (en) Disc Turbine Engine
CN109028142A (en) Propulsion system and the method for operating it
US20060086078A1 (en) Universal Carnot propulsion systems for turbo rocketry
ZA200410315B (en) Orbiting combustion nozzle engine
RU2209329C2 (en) Turbofan engine
CA1235583A (en) Processes of intensification of the thermoenergetical cycle and air jet propulsion engines
RU2271460C2 (en) Gas-turbine turbofan engine
US8978387B2 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
US3486340A (en) Gas turbine powerplant with means for cooling compressed air
JPH06212996A (en) Aero-engine
RU2001109130A (en) Dual-circuit, gas turbine fan engine
RU2594828C1 (en) Propulsion engine of supersonic aircraft
RU2271461C2 (en) Combination double-flow gas-turbine propeppeller-fan engine
RU2665760C1 (en) Method of increasing a reactive thrust in a turboreactive two-circuit engine and a turboreactive two-concurrent engine for its implementation
RU2591361C1 (en) Engine of hypersonic aircraft
Tanatsugu et al. Test results of the air turbo ramjet for a future space plane

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20090406