RU2837338C2

RU2837338C2 - Single-shaft turbojet bypass fan engine

Info

Publication number: RU2837338C2
Application number: RU2023113890A
Authority: RU
Inventors: Андрей Юрьевич Холостенко; Владислав Викторович Матафонов
Original assignee: Андрей Юрьевич Холостенко
Filing date: 2023-05-28
Publication date: 2025-03-31

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: single-shaft turbojet bypass fan engine comprises a confuser of initial acceleration of air flow, fan with a profile of blades operating at supersonic speeds of air flow, a starter-generator based on a brushless DC electric machine built into the central part of the fan impeller, multistage axial compressor compressing air flow of internal circuit of engine, combustion chamber of annular type, turbine with profile of blades of active type, having one or several impellers. Fan, starter-generator, axial compressor and turbine are installed on one shaft without using reduction gears. Parameters of blades, fan, compressor and turbine are optimized so that reduction of impellers is not required. Technical solution can be used in engines with a bypass ratio of up to 8.

EFFECT: invention improves weight and size characteristics of bypass engines while maintaining good efficiency.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным вентиляторным двигателям. Наиболее эффективно его применение в турбореактивных вентиляторных двухконтурных двигателях малой мощности с тягой от 1000 до 5000 Н.The invention relates to turbojet dual-circuit fan engines. Its application is most effective in low-power turbojet dual-circuit fan engines with a thrust of 1000 to 5000 N.

Известен одновальный одноконтурный двигатель (Kurt Schreckling, Model turbines 2005 Traplet Publications Ltd) малой мощности. Двигатель включает в себя центробежный компрессор и турбину с одним рабочим колесом устанавливаемых на одном валу. Двигатель отличается простой компактной конструкцией. Для запуска двигателя используется съемный стартер. Двигатель послужил прототипом для большинства маломощных двигателей используемых в качестве силовой установки для сверхлегких, беспилотных летательных аппаратов, авиамоделей.A single-shaft, single-circuit engine (Kurt Schreckling, Model turbines 2005 Traplet Publications Ltd) of low power is known. The engine includes a centrifugal compressor and a turbine with one working wheel mounted on one shaft. The engine is distinguished by a simple compact design. A removable starter is used to start the engine. The engine served as a prototype for most low-power engines used as a power plant for ultralight, unmanned aerial vehicles, and aircraft models.

Недостатком известной конструкции является низкий КПД силовой установки, низкая надежность и длительная предстартовая подготовка двигателя.The disadvantage of the known design is the low efficiency of the power plant, low reliability and long pre-launch preparation of the engine.

Известен одновальный газотурбинный двигатель малой мощности (авторское свидетельство на изобретение 165039 СССР). Двигать выполнен с центробежным компрессором и центростремительной турбиной установленными на одном валу. Стартер подключен через одноступенчатую зубчатую передачу и муфту свободного хода.A low-power single-shaft gas turbine engine is known (invention certificate 165039 USSR). The engine is made with a centrifugal compressor and a centripetal turbine mounted on one shaft. The starter is connected via a single-stage gear transmission and a freewheel clutch.

Недостатком известной конструкции является низкий КПД силовой установки по причине применения одноступенчатого центробежного компрессора и одноступенчатой центростремительной турбины, так же использование стартера, установленного через муфту свободного хода и зубчатую передачу, понижает надежность работы двигательной установки.The disadvantage of the known design is the low efficiency of the power plant due to the use of a single-stage centrifugal compressor and a single-stage centripetal turbine, and the use of a starter installed through a freewheel clutch and gear transmission reduces the reliability of the engine.

Известен одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель (патент RU 2674172 C1) по ряду признаков принятый за наиболее близкий аналог. Двигатель содержит компрессор, турбину, основную непрерывно-детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, газодинамический успокоитель, сопловой аппарат и турбину. В затурбинной полости двигателя расположены четыре непрерывно-детонационные камеры сгорания, имеющие форму замкнутых кольцевых секторов, вход каждой из которых соединен с воздушным каналом наружного контура. Вход основной камеры сгорания соединен с воздушным каналом внутреннего контура. Коэффициент двухконтурности двигателя равен или больше единицы. На валу двигателя размещена электрическая машина, соединенная с блоком аккумуляторных батарей. С блоком аккумуляторных батарей соединен также кольцевой пьезогенератор, состоящий из двух частей, разделенных буфером. Вокруг внутренних поверхностей основной и затурбинных камер сгорания установлены кольцевые охлаждающие рубашки с проницаемыми матричными форсунками и блоками топливных форсунок. Для охлаждения наружных поверхностей четырех затурбинных камер сгорания в местах, соприкасающихся с горячим газовым потоком, выходящим из турбины, установлена кольцевая охлаждающая полость с матричными форсунками и блоком топливных форсунок. Изобретение направлено на повышение термодинамической эффективности двигателя, тяги, уменьшение массогабаритных характеристик, расширение диапазона изменения вектора тяги.A single-shaft dual-circuit turbojet engine is known (patent RU 2674172 C1) and is accepted as the closest analogue based on a number of features. The engine comprises a compressor, a turbine, a main continuous-detonation combustion chamber with fuel supply channels, fuel injectors and a detonation initiator, a gas-dynamic damper, a nozzle apparatus and a turbine. In the engine's post-turbine cavity there are four continuous-detonation combustion chambers in the form of closed annular sectors, the inlet of each of which is connected to the air duct of the outer circuit. The inlet of the main combustion chamber is connected to the air duct of the inner circuit. The bypass ratio of the engine is equal to or greater than one. An electric machine connected to a battery pack is located on the engine shaft. A ring piezoelectric generator consisting of two parts separated by a buffer is also connected to the battery pack. Around the inner surfaces of the main and after-turbine combustion chambers, annular cooling jackets with permeable matrix injectors and fuel injector units are installed. To cool the outer surfaces of the four after-turbine combustion chambers in places that come into contact with the hot gas flow leaving the turbine, an annular cooling cavity with matrix injectors and a fuel injector unit is installed. The invention is aimed at increasing the thermodynamic efficiency of the engine, thrust, reducing the weight and size characteristics, and expanding the range of thrust vector variation.

К недостаткам известной конструкции можно отнести сложность и как следствие ее низкая надежность, не стационарность процесса детонационного горения, приводящая к возникновению вибрационных процессов в конструкции и низкому эксплуатационному ресурсу, низкая долговечность пьезоэлектрических элементов, используемых в качестве генератора электроэнергии, необходимость применения дополнительных газодинамических успокоителей ухудшает массогабаритные характеристики двигателя.The disadvantages of the known design include its complexity and, as a consequence, its low reliability, non-stationarity of the detonation combustion process, leading to the occurrence of vibration processes in the design and a low operational life, low durability of the piezoelectric elements used as an electric power generator, the need to use additional gas-dynamic dampers worsens the mass and size characteristics of the engine.

Цель настоящего изобретения разработка максимально компактной, простой в изготовлении, пригодной для постановки на крупносерийное производство конструкции двухконтурного турбореактивного двигателя малой тяги от 1000 до 5000 Н, для применения в сверхлегких летательных аппаратах и конструктивно близких к ним изделиях.The purpose of the present invention is to develop a maximally compact, easy-to-manufacture design of a low-thrust, dual-circuit turbojet engine from 1000 to 5000 N, suitable for large-scale production, for use in ultra-light aircraft and structurally similar products.

Поставленная цель достигается оптимизацией рабочих колес вентилятора, осевого компрессора, турбины и конструкции стартер-генератора таким образом, чтобы их рабочие обороты совпадали для установки их на один вал ротора без необходимости применения повышающих либо понижающих передач. Для решения поставленной задачи на входе в рабочее колесо двигателя установлен конфузор позволяющий уменьшить наружный диаметр колеса вентилятора снизив таким образом окружную скорость кромки лопасти вентилятора. Форма лопасти выбрана таким образом, чтобы обеспечить ее работоспособность не только при дозвуковых скоростях движения, но и на сверхзвуковой скорости. Во внутреннем контуре двигателя установлен многоступенчатый осевой компрессор, применение осевой конструкции компрессора по сравнению с центробежным вариантом позволяет уменьшить диаметр конструкции двигателя избежать необходимости использования габаритного выпрямителя потока, так называемой «улитки», следствием такого решения является возможность увеличить степень двухконтурности двигателя при достаточно компактных размерах вплоть до 8. В качестве стартер-генератора использована электрическая машина постоянного тока бесколлекторного типа, применение в таких типах электрических машин магнитов высоких энергий позволяет получить хорошую удельную мощность, а высокий КПД таких машин приводит к отсутствию необходимости использовать сложные и габаритные системы охлаждения. Бесколлекторная машина постоянного тока не имеет контактного узла и отличается высоким рабочим ресурсом. Ротор стартер-генератора крепится неподвижно к валу турбореактивного двигателя. Рабочее колесо турбины выполнено с лопастями активного типа рабочие обороты турбин с лопастями активного типа ниже чем рабочие обороты аналогичных реактивных или активно-реактивных турбин. Применение лопастей активного типа позволяет снизить рабочие обороты турбины до приемлемых величин и установки ее без применения систем редуцирования на одном валу с рабочим колесом вентилятора. Использование лопастей активного типа на турбине приводит к некоторым потерям КПД, но позволяет работать на более низких окружных скоростях при этом не использованная часть внутренней энергии продуктов сгорания топлива преобразуется в полезную работу в сопловом блоке двигателя.The stated objective is achieved by optimizing the fan impellers, axial compressor, turbine and starter-generator design so that their operating speeds coincide for their installation on one rotor shaft without the need to use upshifting or downshifting gears. To solve the stated objective, a confuser is installed at the entrance to the engine impeller, which allows for a reduction in the outer diameter of the fan impeller, thereby reducing the peripheral speed of the fan blade edge. The blade shape is selected in such a way as to ensure its operability not only at subsonic speeds, but also at supersonic speeds. A multi-stage axial compressor is installed in the inner circuit of the engine, the use of an axial compressor design compared to a centrifugal version allows to reduce the diameter of the engine design and avoid the need to use a large flow straightener, the so-called "snail", the consequence of this solution is the ability to increase the bypass ratio of the engine with fairly compact dimensions up to 8. A brushless DC electric machine is used as a starter-generator, the use of high-energy magnets in such types of electric machines allows to obtain good specific power, and the high efficiency of such machines leads to the absence of the need to use complex and large-sized cooling systems. A brushless DC machine does not have a contact unit and is characterized by a long service life. The starter-generator rotor is fixedly attached to the shaft of the turbojet engine. The turbine impeller is made with active-type blades; the operating speed of turbines with active-type blades is lower than the operating speed of similar reactive or active-reactive turbines. The use of active blades allows to reduce the turbine operating speed to acceptable values and to install it without the use of reduction systems on the same shaft with the fan impeller. The use of active blades on the turbine leads to some efficiency losses, but allows to operate at lower circumferential speeds, while the unused part of the internal energy of the fuel combustion products is converted into useful work in the engine nozzle block.

Сущность изобретения поясняется чертежом продольного разреза двигателя см. фиг. 1. Позицией 1 отмечен конфузор разгона потока воздуха, подаваемого на рабочее колесо вентилятора поз. 2. Рабочее колесо вентилятора одето на ротор поз. 3 стартер-генератора. Статор, которого закреплен неподвижно на кронштейне поз. 5 внутреннего контура двигателя. Ротор крепится на полом валу двигателя поз. 6. На валу последовательно устанавливаются рабочие колеса ступеней компрессора поз. 7 с промежуточными выпрямителями воздушного потока поз. 8. Вал проходит через камеру сгорания двигателя кольцевого типа поз. 9 изолированный от ее рабочей зоны внутренним корпусом поз. 10. На конце вала установлено рабочее колесо турбины поз. 11. Продукты горения подаются на рабочее колесо через направляющий аппарат поз. 12 далее поток продуктов сгорания проходит через выпрямитель потока 13 и поступает в сопловой блок внутреннего контура поз. 14 с центральным телом поз. 15. Воздушный поток, нагнетаемый вентилятором во внешний контур двигателя поз. 16, проходит через сопловой блок внешнего контура поз. 17.The essence of the invention is explained by a drawing of a longitudinal section of the engine, see Fig. 1. Position 1 marks the confuser of the acceleration of the air flow supplied to the fan impeller pos. 2. The fan impeller is put on the rotor pos. 3 of the starter-generator. The stator of which is fixedly secured to the bracket pos. 5 of the inner circuit of the engine. The rotor is secured to the hollow shaft of the engine pos. 6. The impellers of the compressor stages pos. 7 with intermediate air flow rectifiers pos. 8 are successively installed on the shaft. The shaft passes through the combustion chamber of the annular type engine pos. 9 isolated from its working zone by the inner casing pos. 10. A turbine impeller pos. 11 is installed on the end of the shaft. The combustion products are supplied to the impeller through the guide vane pos. 12, then the flow of combustion products passes through the flow rectifier 13 and enters the nozzle block of the inner circuit pos. 14 with the central body pos. 15. The air flow forced by the fan into the outer contour of the engine pos. 16 passes through the nozzle block of the outer contour pos. 17.

Предлагаемое техническое решение, позволит выполнить конструкцию двигателя максимально компактной, сохранить относительно высокий КПД двигателя максимально упростив конструкцию и обеспечив ее высокую надежность, что особенно критично на двигателях малой тяги. Отсутствие сложных технологически узлов конструкции обеспечит возможность быстрой организации серийного производства таких двигателей.The proposed technical solution will make the engine design as compact as possible, maintain a relatively high engine efficiency while maximally simplifying the design and ensuring its high reliability, which is especially critical for low-thrust engines. The absence of complex technological design units will ensure the possibility of rapid organization of serial production of such engines.

Claims

A single-shaft turbojet dual-circuit fan engine comprising a confuser, a fan with a supersonic blade profile, a brushless DC electric starter-generator built into the central part of the fan, a multi-stage axial compressor of the inner circuit, a combustion chamber and a turbine with one or more stages with an active blade profile, characterized in that, in order to ensure the compactness of the design, the fan supplying air to two circuits, the starter-generator, the axial compressor and the turbine stages are mounted on a single shaft without the use of gearboxes.