Реактивный авиационный двигатель внутреннего горения Советский патент 1924 года по МПК F02K7/08 B64C11/00 

Известны авиационные двигателв с реактивным действием струи газа, выходящей из отверстий пропеллера. Предлагаемый двигатель подобного типа предназначается для работы на тяжелом топливе, как, напр., мазуте или нефти.

На чертеже фиг. 1-2 изображают продольные разрезы двигателя двумя взаимно перпендикулярными плоскостями, фиг. 3- оболочку двигателя, фиг. 4 и 5-продольный разрез и вид сверху направляющего кольца камеры горения, фиг. 6 и 7-продольный разрез и вид сверху клапана, фиг. S-боковой вид клапана с форсункой, фиг. 9, 10 и 11-кожух двигателя .в разных проекциях и фиг. 12 и 13-вид сбоку и спереди кольца, окружающего пропеллер.

Предлагаемый двигатель (фиг. 1-3) состоит из металлической оболочки 1, камеры горения 5 с направляющий кольцом 10 (фиг. 4 и 5) и закрываемой клапаном 13 (фиг. 6 и 7), форсунки 7 (фиг. 8), трубы S в середине двигателя и кожуха 8 (фиг. 9-11).

Действие предлагаемого двигатели заключается в следующем. Подаваемая под давлением горючая жидкость, в виде мазута или нефти, нри помощи форсунки 7 распыливается в камере б и, смешавшись с воздухом, сгорает. Продукты горения, из камеры 5 направляются кольцом 10 в каналы 15, из которых поступают в пустотелые крылья пропеллера и затем через отверстия, проделанные в конце крыльев, в атмосферу. По трубе S в пространство 3 поступает под давлением вода, которая, охлаждая камеру 5, сама подогревается и далее из пространства 5 проходит по трубкам 4, спирально помещенный в камере горения 5. От действия высокой температуры сгорания жидкости вода в этих трубках превращается в высокого давления пар, который течет по продолжении трубок 4 в крыльях пропеллера, подогреваясь в них отходящими нродуктами горения, и выходит в атйосферу из трубок 4; концы носледних вставлены в отверстия в крыльях и загнуты в направлении, противоположном вращению пропеллера. Около выхода из крыльев указанных концов трубок 4 сделаны отверстия и для выхода продуктов горения из камеры 5, Таким образом, движение пропеллера производится реактивпой силой выходящих из концов крыльев струй газов и пара.

Воздух в камеру 5 для горения жидкости поступает через спиральные каналы 9 между оболочкой 1 а кожухом 8, в каналы же 9 воздух додается при полете аэроплана через открытый кожух 8 спереди двигателя. Кожух 8, облегающий двигатель.

состоит из двух частей и для лучшего улавливания воздуха имеет форму, изображенйую на фигурах 9-11. Пустотелые крылья пропеллера основаниями прикреплены к корпусу 1 двигателя и потому вращаются вместе с двигателем, который в свою очзредь вращается около своей геометрической оси в корпусе аэроялана в шарикоподшипниках 11.

Видоизменение двигателя (фиг. 12 и 13) состоит в том, что пропеллер окружен прикрепленным к аэроплану кольцом 6, снабженным лопастями б и кольцевой камерой б . Струи газов и пара, выходя из крыльев и ударяясь в лопатки кольца, заставляют вращаться пропеллер. В кольцевой камере 6 циркулирует вода, поступаемая из бака на аэроплане и перекачиваемая обратно в бак насосом. Охлаждаемая таким образом камера б , является конденсатором для выходящего из крыльев пара.

Пуск в ход холодного двигателя производится подогреванием форсунки 7 керосиновой горелкой.

Предмет патента.

1.Реактивный авиационный двигатель внутреннего горения с реактивным действием струи газа, выходящей из отверстий нропеллера, характеризующийся применением камеры горения б с направллюпщи кольцом 10, закрываемой клапаном 13 и помещающейся в оболочке Jf, окруженной кожухом 8, в каковую камеру воздух вводится через спиральные каналы между кожухом 8 и оболочкой 1, горючая жидкость-через форсунку 7 и пары воды по трубкам 4 из пространства 5 между оболочкой 1 и камерой б, куда вода вводится по центральной трубке S, при чем пары воды и продукты горения направляются через окна 15 ъ пустотелые крь1лья пропеллера (фиг. 1-11).

2.Видоизменение охарактеризованного в п. 1 двигателя, отличающееся применением расположенного вокруг крыльев пропеллера кольца 6, снабженного лонастями б и кольцевой камерой б (фиг. 12-13).

фиг. 7.

Шиг. 5.

0 @ . Si

rru. in

фиг. 10.