Двухконтурный турбореактивный двигатель Советский патент 1958 года по МПК F02K3/04 

Турбореактивные двигатели, состоящие из осевого многоступенчатого компрессора, камеры сгорания, в которой поток воздуха разделяется на первичный и вторичный потоки, газовой турбины и регулируемого реактивного сопла, известны.

Предлагаемый двигатель отличается от известиых применением низконапорного вентилятора, установленного за входным диффузором двигателя, и разделением потока воздуха за вентилятором на два потока, из которых один проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, образующих внутренний контур, а второй - по внешнему контуру, смешиваясь затем с продуктами сгорания внутреннего контура перед общим реактивным соплом.

На чертеже изображена принципиальная схема предлагаемого двухкоптурного турбореактиБпого двигателя.

После сжатия во входном диффузоре 1 и вентиляторе 2 поток воздуха разделяется на два потока. Поток внутреннего контура проходит через компрессор 3, камеру сгорания 4 и газовую турбину 5, поток внешнего контура - через кольцевой канал, окружающий внутренний контур. Поток воздуха внешнего контура и поток газа, выходящий из турбины, смешиваются перед обш,им реактивным соплом 6.

Предлагаемый двигатель имеет преимущество в экономичности перед одноконтурным турбореактивным авиационным двигателем при умеренных скоростях полета.

Предмет изобретения

Двухконтурный турбореактивный двигатель, отличающийся применением низконапорного вентилятора, установленного за входным диффузором двигателя, и разделением потока воздуха за вентилятором на два потока, из которых один проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, образующих внутренний контур, а второй по внешнему контуру, смешиваясь затем с продуктами сгорания внутреннего контура перед общим реактивным соплом.