Применение способа снижения удельной энтропии рабочего газа в газовоздушном термическом цикле теплового движителя для создания универсального авиационного двигателя

1. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит системы подачи топлива, сжатого воздуха и управления, вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру и регулируемое сопло, при этом за первой ступенью компрессора высокого давления выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который осуществляется перепуск воздуха из вентилятора в спутный поток воздуха наружного контура, отличающийся тем, что для создания реактивной тяги используют два движителя, содержащие корпус со встроенной камерой сгорания, всасывающий патрубок наружного воздуха, уставленный внутри корпуса, образующий со стенкой корпуса кольцевое сверхзвуковое сопло и выходной патрубок газовоздушного потока, содержащий первый цилиндрический участок, конфузор, второй цилиндрический участок и диффузор, при этом диффузор первого движителя, по ходу движения рабочего газа, соединен газоходом с камерой сгорания второго движителя, а на патрубок подачи газа в турбину установлен третий движитель, выводящий турбину за пределы термического цикла.
2. Авиационный двигатель отличается по п. 1, отличающийся тем, что содержит пусковой компрессор низкого давления с приводом от двигателя внутреннего сгорания.
3. Способ создания реактивной тяги в двухконтурном турбореактивном авиационном двигатели основан на использовании газотурбинного термического цикла, в котором параметры рабочего газа определяются термостойкостью первых ступеней ротора турбины, поэтому снижают температуру рабочего газа, нагнетая избыточною массу воздуха в камеру сгорания, из которой рабочий газ направляют в турбину, где он отдает значительную часть своей потенциальной энергии, при этом выхлоп рабочего газа из турбины используют для создания первого контура реактивной тяги, а второй контур реактивной тяги создают вентилятором, нагнетающим воздух, через постоянно открытый кольцевой канал наружного контура, отличающийся тем, что используют газовоздушный термический цикл, для которого создают сверхвысокие параметры рабочего газа, нагнетая в камеру сгорания первого движителя минимальное, теоретически необходимое количество воздуха для сгорания топлива, при этом выходящий из кольцевого сверхзвукового сопла рабочий газ входит в конфузор, где течет без потерь на смешивание прижатым к его стенке, одномерным кольцевым частично затопленным потоком, которым обхватывает наружный воздух, выходящий из воздухозаборника, и сжимает его до плотности, обеспечивающей преобразование избыточной кинетической энергии рабочего газа в потенциальную энергию газовоздушного потока, направляемого в форсажную камеру сгорания второго движителя, где он, сработав располагаемый напор в сверхзвуковом сопле, течет в конфузоре без потерь на смешивания одномерным кольцевым частично затопленным потоком, которым обхватывает и сжимает поток наружного воздуха, выходящий из второго воздухозаборника до плотности, обеспечивающей преобразование избыточной кинетической энергии первого газовоздушного потока в работу второго газовоздушного потока, массу и работу которого используют в реактивном сопле для организации импульса тяги двигателя.