ES2739725A1 - COMBUSTER FOR TURBINE AND TURBINE OBTAINED (Machine-translation by Google Translate, not legally binding) - Google Patents
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Abstract
Description
DESCRIPCIÓNDESCRIPTION
COMBUSTOR PARA TURBINA Y TURBINA OBTENIDACOMBUSTER FOR TURBINE AND TURBINE OBTAINED
Objeto de la invenciónObject of the invention
La invención se refiere a un combustor para turbina, que tiene por objeto proporcionar un aumento de la presión de la mezcla inflamada de aire y combustible, para obtener un aumento de revoluciones, y así proporcionar un mayor porcentaje de esfuerzo del motor, permitiendo obtener mayor velocidad.The invention relates to a turbine combustor, which aims to provide an increase in the pressure of the inflamed mixture of air and fuel, to obtain an increase in revolutions, and thus provide a greater percentage of engine effort, allowing to obtain greater speed.
Además, la invención se refiere a una turbina que incluye el combustor.In addition, the invention relates to a turbine that includes the combustor.
Por lo tanto se aplica en vehículos que requieran el empleo de una turbina como medio de propulsión, y más concretamente en aeronaves y drones.Therefore it is applied in vehicles that require the use of a turbine as a means of propulsion, and more specifically in aircraft and drones.
Antecedentes de la invenciónBackground of the invention
En el estado de la técnica es conocido el uso de la turbina de gas que es una máquina motriz que convierte la energía derivada de la combustión de un elemento, normalmente queroseno, en energía mecánica en forma de chorro de aire de alta presión y elevada temperatura.The use of the gas turbine is known in the state of the art, which is a driving machine that converts the energy derived from the combustion of an element, normally kerosene, into mechanical energy in the form of a high pressure and high temperature air jet. .
Esta energía mecánica puede ser aprovechada para mover un mecanismo propulsor tal como la hélice de un aeroplano o el rotor de un helicóptero, o para generar el empuje que impulsa a un avión.This mechanical energy can be used to move a propeller mechanism such as the propeller of an airplane or the rotor of a helicopter, or to generate the thrust that drives an airplane.
Para ello las turbinas de gas comprenden un compresor, un combustor, un elemento de direccionamiento de aire, un rotor de turbina y un colector de escape.For this, the gas turbines comprise a compressor, a combustor, an air addressing element, a turbine rotor and an exhaust manifold.
El compresor tiene un conducto de entrada de aire, que está dotado de una serie de rotores que desplazan el aire, de forma que cada uno de ellos produce un aumento de la presión del aire, obteniendo un aumento de presión progresivo, desde el primer rotor, que recibe el aire, hasta el último rotor que impulsa el aire comprimido hacia el combustor.The compressor has an air inlet duct, which is equipped with a series of rotors that displace the air, so that each of them produces an increase in air pressure, obtaining a progressive pressure increase, from the first rotor , which receives the air, to the last rotor that drives the compressed air towards the combustor.
En el combustor se aplica un flujo constante de combustible en forma de espray, vapor o ambas cosas, de forma que mediante calor se quema a una presión casi constante, que al inflamarse produce la expansión violenta de gases en forma de chorro de alta presión, al que se une el aire a presión procedente del compresor, formando una mezcla a presión que impacta contra los alabes del rotor de la turbina, a la que hace girar a más de 10.000 R.P.M. El eje de giro del rotor de la turbina es compartido por el compresor, de forma que el rotor de la turbina también mueve el compresor para aumentar la presión del aire. Para realizar la mezcla del aire procedente del compresor con los gases de combustión, se prevé que el combustor comprenda una carcasa que está dotada de una serie de orificios por los que entra el aire a presión procedente del compresor que se mezclan con los gases de combustión. La mezcla del aire a presión con los gases a presión obtenida se aplica a un elemento de direccionamiento que orienta la mezcla en la dirección de las palas del rotor de la turbina para que dicha mezcla impacte perpendicularmente sobre las palas del rotor de la turbina, y así favorecer su giro. Esta configuración presenta el inconveniente de que la mezcla de los gases de la combustión con el aire a presión, impacta contra el elemento de direccionamiento para cambiar su trayectoria y orientarla en la dirección perpendicular a las palas del rotor, lo que supone una pérdida de energía y de empuje que resta presión a la turbina al chocar la mezcla contra dicho elemento de direccionamiento, disminuyendo el rendimiento y velocidad de la turbina.In the combustor a constant flow of fuel is applied in the form of a spray, steam or both, so that by heat it burns at an almost constant pressure, which when ignited produces the violent expansion of gases in the form of a high pressure jet, to which the compressed air from the compressor is attached, forming a pressurized mixture that impacts the blades of the turbine rotor, to which it rotates at more than 10,000 RPM The axis of rotation of the turbine rotor is shared by the compressor, so that the rotor of The turbine also moves the compressor to increase the air pressure. In order to mix the air coming from the compressor with the combustion gases, it is envisaged that the combustor comprises a housing that is provided with a series of holes through which the pressurized air coming from the compressor that mixes with the combustion gases enters . The mixture of the pressurized air with the pressurized gases obtained is applied to a addressing element that orients the mixture in the direction of the turbine rotor blades so that said mixture impacts perpendicularly on the turbine rotor blades, and thus favor its turn. This configuration has the disadvantage that the mixture of combustion gases with pressurized air, impacts the addressing element to change its trajectory and orient it in the direction perpendicular to the rotor blades, which means a loss of energy and thrust that reduces pressure to the turbine when the mixture collides with said addressing element, decreasing the performance and speed of the turbine.
Por último, este chorro de gases se expele a la atmosfera a través de una tobera de salida. Finally, this jet of gases is expelled to the atmosphere through an outlet nozzle.
La invención proporciona un nuevo combustor de turbina que resuelve los problemas anteriormente comentados, eliminando la carcasa con los orificios por los que entra el aire a presión procedente del compresor, y disponiendo las cámaras de combustión con una inclinación enfrentada a la pala del rotor de la turbina, en cuya salida se dispone el elemento de direccionamiento, de forma que los gases de combustión ya salen dirigidos en la dirección de las palas del rotor de la turbina, y se mezclan con el aire a presión en el elemento de direccionamiento, impactando la mezcla perpendicularmente, de forma idónea, contra las palas del rotor de la turbina, lo que evita que los gases de la combustión impacten contra el elemento de direccionamiento evitando la consiguiente pérdida de empuje y aumentando la presión en la turbina, de modo que se obtiene un mayor rendimiento y velocidad de la turbina.The invention provides a new turbine combustor that solves the aforementioned problems, eliminating the housing with the holes through which the pressurized air from the compressor enters, and arranging the combustion chambers with an inclination facing the rotor blade of the turbine, at whose output the addressing element is arranged, so that the combustion gases are already directed in the direction of the turbine rotor blades, and are mixed with the pressurized air in the addressing element, impacting the blends perpendicularly, ideally, against the turbine rotor blades, which prevents combustion gases from impacting the addressing element avoiding the consequent loss of thrust and increasing the pressure in the turbine, so that it is obtained greater performance and speed of the turbine.
Descripción de la invenciónDescription of the invention
Para conseguir los objetivos y resolver los inconvenientes anteriormente comentados, el combustor para turbina de la invención, presenta como principal novedad el caracterizarse por que comprende una pluralidad de cámaras de combustión adosadas según una configuración anular y con una inclinación orientada según la inclinación de las palas del rotor de la turbina, para proporcionar una salida de combustión perpendicular enfrentada a dichas palas; estando la salida de cada cámara de combustión delimitada lateralmente por unos tabiques inclinados con la misma inclinación que las palas del rotor de la turbina, y paralelos que finalizan en proximidad a dichas palas del rotor de la turbina. Además la invención comprende al menos un elemento de distribución de combustible dotado de una entrada de combustible y de una pluralidad de salidas de combustible, cada una de ellas conectada a una cámara de combustión. Mediante esta configuración el aire procedente del compresor se mezcla con la combustión de cada cámara en la zona delimitada por los tabiques inclinados paralelos.In order to achieve the objectives and solve the aforementioned drawbacks, the turbine combustor of the invention has the main novelty to be characterized in that it comprises a plurality of attached combustion chambers according to an annular configuration and with an inclination oriented according to the inclination of the blades of the turbine rotor, to provide a perpendicular combustion outlet facing said blades; the output of each combustion chamber being laterally delimited by inclined partitions with the same inclination as the turbine rotor blades, and parallel ends ending in proximity to said turbine rotor blades. Besides, the The invention comprises at least one fuel distribution element provided with a fuel inlet and a plurality of fuel outlets, each connected to a combustion chamber. Through this configuration the air coming from the compressor is mixed with the combustion of each chamber in the area delimited by the parallel inclined partitions.
El elemento de distribución de combustible comprende una única entrada de combustible y una salida de combustible por cada cámara de combustión, estando el elemento de distribución dispuesto concéntricamente y con un menor radio, a continuación de la estructura anular que forman las cámaras de combustión, de forma que cada cámara de combustión está conectada a una salida de combustible del elemento de distribución, para repartir el combustible a cada una de las cámaras de combustión.The fuel distribution element comprises a single fuel inlet and a fuel outlet for each combustion chamber, the distribution element being concentrically arranged and with a smaller radius, following the annular structure formed by the combustion chambers, of so that each combustion chamber is connected to a fuel outlet of the distribution element, to distribute the fuel to each of the combustion chambers.
En la realización preferente de la invención, la inclinación de las cámaras de combustión es del 33°, coincidente con el ángulo que normalmente forman las aspas del rotor de la turbina. In the preferred embodiment of the invention, the inclination of the combustion chambers is 33 °, coinciding with the angle normally formed by the turbine rotor blades.
Las cámaras de combustión comprenden un orificio superior roscado en el que se dispone un terminal eléctrico que incluye un hilo de calentamiento mediante el que se provoca la combustión del combustible en la correspondiente cámara de combustión. El hilo es preferentemente de nicrom.The combustion chambers comprise a threaded upper hole in which an electrical terminal is provided that includes a heating wire whereby combustion of the fuel in the corresponding combustion chamber is caused. The thread is preferably nicrom.
La invención prevé que el terminal eléctrico se disponga en la cámara de combustión mediante una camisa en la que se retiene.The invention provides that the electrical terminal is arranged in the combustion chamber by means of a jacket in which it is retained.
Los tabiques inclinados están unidos a un anillo exterior mediante el que se fija el combustor en el interior de la turbina, para lo que dicho anillo exterior comprende una serie de orificios a través de los que se realiza la fijación a la turbina, por ejemplo mediante tornillos.The inclined partitions are attached to an outer ring by means of which the combustor is fixed inside the turbine, for which said outer ring comprises a series of holes through which the attachment to the turbine is made, for example by screws
En una realización de la invención, las cámaras de combustión están conectadas a una sola bomba de combustible de presión regulable, de manera que regulando su presión se gobierna la velocidad del rotor de la turbina automáticamente.In one embodiment of the invention, the combustion chambers are connected to a single adjustable pressure fuel pump, so that by regulating their pressure the speed of the turbine rotor is automatically governed.
En otra realización de la invención, las cámaras de combustión están agrupadas según un número de cámaras equidistantes entre sí, de manera que cada grupo de cámaras de combustión está conectada a un elemento de distribución de combustible, que a su vez, cada uno de dichos elementos de distribución de combustible está conectado a una bomba de combustible diferente, de manera que en función del número de bombas de combustible que se active se regula la velocidad de giro del eje de la turbina. In another embodiment of the invention, the combustion chambers are grouped according to a number of chambers equidistant from each other, so that each group of combustion chambers is connected to a fuel distribution element, which, in turn, each of said Fuel distribution elements are connected to a different fuel pump, so that the rotation speed of the turbine shaft is regulated based on the number of fuel pumps that are activated.
En la realización preferente de la invención se prevé que comprenda doce cámaras de combustión, con lo que se pueden establecer agrupaciones de 2, 3, 4 o 6 cámaras de combustión, cada una de ellas conectada a un elemento de distribución de combustible, a su vez, cada uno de ellos conectado a una bomba de combustible diferente para regular la velocidad de giro del eje de la turbina en función del número de bombas de combustible que se activen.In the preferred embodiment of the invention it is envisaged that it comprises twelve combustion chambers, whereby groups of 2, 3, 4 or 6 combustion chambers can be established, each connected to a fuel distribution element, to its each time connected to a different fuel pump to regulate the speed of rotation of the turbine shaft depending on the number of fuel pumps that are activated.
Además, la invención se refiere a una turbina que incluye el combustor descrito anteriormente.In addition, the invention relates to a turbine that includes the combustor described above.
Descripción de las figurasDescription of the figures
Para completar la descripción y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de las características del invento, se acompaña a esta memoria descriptiva, como parte integrante de la misma, un conjunto de figuras en las que con carácter ilustrativo y no limitativo, se ha representado lo siguiente:In order to complete the description and in order to help a better understanding of the characteristics of the invention, this descriptive report is attached, as an integral part thereof, a set of figures in which, with an illustrative and non-limiting nature, it has been represented the next:
La figura 1 muestra una vista lateral de la turbina con el combustor.Figure 1 shows a side view of the turbine with the combustor.
La figura 2 muestra una vista en perspectiva del combustor de la invención desde su parte posterior.Figure 2 shows a perspective view of the combustor of the invention from its rear.
La figura 3 muestra una vista en perspectiva del combustor de la figura anterior desde su parte anterior.Figure 3 shows a perspective view of the combustor of the previous figure from its front part.
La figura 4 muestra una vista en perspectiva del distribuidor de combustible incluido en el combustor de las figuras 2 y 3, que alimenta las diferentes boquillas en las que se produce la combustión.Figure 4 shows a perspective view of the fuel distributor included in the combustor of Figures 2 and 3, which feeds the different nozzles in which combustion occurs.
La figura 5 muestra una vista en perspectiva de la configuración de una boquilla, habiéndose representado a trazos el interior de la misma.Figure 5 shows a perspective view of the configuration of a nozzle, the interior thereof having been shown in strokes.
La figura 6 muestra una vista en explosión de los elementos que constituyen el terminal eléctrico de la boquilla.Figure 6 shows an exploded view of the elements that constitute the electrical terminal of the nozzle.
Realización preferente de la invenciónPreferred Embodiment of the Invention
A continuación se realiza una descripción de la invención basada en las figuras anteriormente comentadas.Below is a description of the invention based on the figures mentioned above.
El combustor 2 para turbinas 1 de la invención, al igual que en el estado de la técnica, está dispuesto a continuación de un compresor 3, que absorbe el aire del exterior de la turbina 1 y lo impulsa hacia el combustor 2.The combustor 2 for turbines 1 of the invention, as in the state of the art, is then provided with a compressor 3, which absorbs the air outside the turbine 1 and drives it towards the combustor 2.
Como es conocido, el compresor 3 comprende una serie de rotores 4, cada uno de los cuales desplaza el aire, aumentando su presión de forma progresiva, desde el primer rotor 4, que recibe el aire, hasta el último rotor 4 que impulsa el aire comprimido hacia el combustor 2, de modo que el aire alcanza una presión entre 10 y 40 veces mayor a la presión del aire que entra en el compresor.As is known, the compressor 3 comprises a series of rotors 4, each of which displaces the air, increasing its pressure progressively, from the first rotor 4, which receives the air, to the last rotor 4 which drives the air compressed towards combustor 2, so that the air reaches a pressure between 10 and 40 times higher than the pressure of the air entering the compressor.
El combustor 2 presenta una configuración novedosa que comprende una pluralidad de cámaras de combustión 5 adosadas formando una estructura anular 6, concéntricamente a la cual y con un menor radio, comprende un distribuidor de combustible 7, también de configuración anular, en cuya cara posterior incluye una de entrada de combustible 9, de conexión con un depósito de combustible (no representado), y en su cara lateral exterior, comprende una de salida de combustible 8 por cada cámara de combustión 5, para proporcionar combustible a cada una de dichas cámaras de combustión 5. La conexión del distribuidor 7 con el depósito de combustible se realiza a través de una o más bombas, según será explicado mas adelante. El combustible empleado generalmente es queroseno. The combustor 2 has a novel configuration comprising a plurality of attached combustion chambers 5 forming an annular structure 6, concentrically to which and with a smaller radius, it comprises a fuel distributor 7, also of annular configuration, whose rear face includes a fuel inlet 9, connected to a fuel tank (not shown), and on its outer side face, comprises a fuel outlet 8 for each combustion chamber 5, to provide fuel to each of said fuel chambers. combustion 5. The connection of the distributor 7 with the fuel tank is made through one or more pumps, as will be explained later. The fuel generally used is kerosene.
En la realización preferente de la invención se ha previsto que el número de cámaras de combustión 5 sea de doce para permitir regular la velocidad del rotor de la turbina, según será explicado más adelante.In the preferred embodiment of the invention it is provided that the number of combustion chambers 5 is twelve to allow regulating the speed of the turbine rotor, as will be explained later.
Cada una de las cámaras de combustión 5 comprende una carcasa 10 dotada de un orificio de entrada del combustible 11 y que incluye una configuración interior inclinada, con una inclinación igual a la de las palas del rotor 12 de la turbina 1, y que comprende un orificio superior roscado inclinado 13 y una boquilla de salida inclinada 14. Las inclinaciones son todas las mismas, aunque la importante es la de la boquilla de salida 14 que debe ser igual a la inclinación de las palas del rotor 12 de la turbina 1, para que los gases incidan perpendicularmente sobre dichas palas. En el orificio superior roscado 13 se retiene una camisa 15, que queda dispuesta con la inclinación del orificio superior 13, y que incluye un orificio de entrada 16 del combustible y en la que se retiene un terminal eléctrico 17 en la posición inclinada y que está configurado para albergar en su interior un hilo 18, preferentemente de nicrom que, al aplicarle una tensión eléctrica, se calienta produciendo la combustión que provoca la expansión violenta de los gases producidos en forma de chorro de alta presión con la inclinación de las palas del rotor 12 de la turbina, sobre las que incide perpendicularmente para producir el giro de las palas del rotor, de forma idónea. La entrada de combustible en la camisa 15 se realiza con un flujo constante en forma de espray, vapor o ambas cosas, y es quemado a una presión casi constante. El ángulo preferente de las palas y salida de las cámaras de combustión 5 es de 33°, igual al de las palas del rotor 12 de la turbina 1.Each of the combustion chambers 5 comprises a housing 10 provided with a fuel inlet port 11 and which includes an inclined interior configuration, with an inclination equal to that of the rotor 12 blades of the turbine 1, and comprising a inclined upper threaded hole 13 and an inclined outlet nozzle 14. The inclinations are all the same, although the important one is that of the outlet nozzle 14 which must be equal to the inclination of the rotor blades 12 of the turbine 1, for that the gases perpendicularly affect said blades. In the threaded upper hole 13 a sleeve 15 is retained, which is arranged with the inclination of the upper hole 13, and which includes an inlet hole 16 of the fuel and in which an electrical terminal 17 is retained in the inclined position and which is configured to house inside a thread 18, preferably of nichrome which, when applied by an electric voltage, is heated producing combustion that causes the violent expansion of the gases produced in the form of a high pressure jet with the inclination of the rotor blades 12 of the turbine, on which it impacts perpendicularly to produce the rotation of the rotor blades, in an ideal way. The fuel entering the jacket 15 is carried out with a constant flow in the form of a spray, steam or both, and is burned at almost constant pressure. The preferred angle of the blades and exit of the combustion chambers 5 is 33 °, equal to that of the blades of the rotor 12 of the turbine 1.
El compresor 3 comparte eje 19 con el rotor 12 de la turbina, de manera que parte de la energía del chorro hace girar a los rotores 4 del compresor 3 a más de 10.000 R.P.M. Al incidir los gases de la combustión perpendicularmente sobre las palas del rotor de la turbina, se aprovecha al máximo la propulsión generada por la combustión, lo que proporciona un mayor rendimiento frente al del estado de la técnica, en el que se desaprovecha parte de la energía producida en la combustión, según ya fue comentado.The compressor 3 shares shaft 19 with the rotor 12 of the turbine, so that part of the jet energy rotates the rotors 4 of the compressor 3 to more than 10,000 R.P.M. By combustion of the combustion gases perpendicularly on the blades of the turbine rotor, the combustion generated by combustion is maximized, which provides greater performance compared to the state of the art, in which part of the waste is wasted energy produced in combustion, as already mentioned.
Además, el combustor 2 comprende en la salida de las cámaras de combustión 5, un elemento de direccionamiento constituido por unos tabiques inclinados 20, y dispuestos con la inclinación de las camisas, formado pasillos inclinados orientados según la inclinación de las palas del rotor 12 de la turbina 1, que delimitan lateralmente la salida de cada una de las cámaras de combustión, de forma que el aire a presión del compresor 3 discurre por el exterior de las cámaras de combustión 5 y se mezcla con el chorro de alta presión producido por la combustión en las zonas delimitadas por los tabiques inclinados 20. Esta configuración proporciona que dicha mezcla incida directamente de forma perpendicular sobre las palas del rotor 12 de la turbina, y al añadir los gases directamente con la inclinación de las palas del rotor de la turbina, y no encontrar obstáculos, se obtiene una mayor potencia o presión de empuje, consiguiendo un aumento de la velocidad de rotación de las palas, lo que le convierte en un motor más potente, que tiene la facultad de revolucionarse muy rápidamente, reaccionando de manera rápida a la hora de maniobrar y conseguir mayor estabilidad.In addition, the combustor 2 comprises at the exit of the combustion chambers 5, a steering element constituted by inclined partitions 20, and arranged with the inclination of the sleeves, formed inclined corridors oriented according to the inclination of the rotor blades 12 of the turbine 1, which laterally delimits the output of each of the combustion chambers, so that the compressed air of the compressor 3 flows outside the combustion chambers 5 and is mixed with the high pressure jet produced by the combustion in the areas delimited by the inclined partitions 20. This configuration provides that said mixture directly impacts perpendicularly on the blades of the turbine rotor 12, and by adding the gases directly with the inclination of the turbine rotor blades, and not finding obstacles, a greater power or thrust pressure is obtained, achieving an increase in the speed of rotation of the pa the, which makes it a more powerful engine, which has the power to revolutionize very quickly, reacting quickly when maneuvering and achieve greater stability.
Sobre el lateral exterior de los tabiques inclinados comprende un elemento de fijación del combustor en el interior de la carcasa 21 de la turbina, preferentemente constituido por un anillo perimetral 22 que está dotado de una pluralidad de orificios 23 de fijación mediante tornillos en el interior de la carcasa 21 de la turbina 1.On the outer side of the inclined partitions it comprises a fastening element of the combustor inside the turbine housing 21, preferably constituted by a perimeter ring 22 which is provided with a plurality of fixing holes 23 by means of screws inside the housing 21 of the turbine 1.
El número de cámaras de combustión 5 en las que se realice la combustión, permite obtener varias marchas o tiempos de motor. Así, en este ejemplo, al comprender doce boquillas 14, permite que el motor funcione realizando la combustión en tres, seis, nueve o doce cámaras de combustión 5 simultáneamente, distribuidas de forma homogénea, lo que equivale a que pueda funcionar con cuatro marchas diferentes.The number of combustion chambers 5 in which the combustion is carried out, allows to obtain several gears or engine times. Thus, in this example, by comprising twelve nozzles 14, it allows the engine to run by combustion in three, six, nine or twelve combustion chambers 5 simultaneously, evenly distributed, which is equivalent to being able to operate with four different gears. .
Para ello, en una realización de la invención se prevé el empleo de cuatro bombas de combustible, cada una de las cuales está conectada a un distribuidor de combustible a través de su entrada de combustible 9, y que a su vez están dotados de tres salidas de combustible 8, en lugar de doce. Cada una de las salidas 8 está conectada a una cámara de combustión 5; lo que permite obtener una primera marcha de funcionamiento mediante la activación de una sola bomba, produciendo combustión en tres de las cámaras de combustión. De la misma forma se puede obtener una segunda marcha mediante el accionamiento simultáneo de dos bombas, lo que produce la combustión en seis de las cámaras de combustión. También se puede proporcionar una tercera marcha accionando simultáneamente tres bombas, realizándose la combustión en nueve cámaras de combustión, o aplicar una cuarta marcha mediante el accionamiento de las cuatro bombas a la vez que produce la combustión en las doce cámaras. Cada una de las bombas que se active, absorbe el combustible del depósito y lo empuja hacia el distribuidor al que está conectado, en el que entra por la entrada 9 y sale repartido por las salidas 8 a las tres boquillas a las que están conectados.To that end, in one embodiment of the invention, four pumps are provided for fuel, each of which is connected to a fuel distributor through its fuel inlet 9, and which in turn are provided with three fuel outlets 8, instead of twelve. Each of the outputs 8 is connected to a combustion chamber 5; what allows to obtain a first march of operation by means of the activation of a single pump, producing combustion in three of the combustion chambers. In the same way, a second gear can be obtained by simultaneously operating two pumps, which produces combustion in six of the combustion chambers. A third gear can also be provided by simultaneously operating three pumps, combustion being carried out in nine combustion chambers, or applying a fourth gear by actuating the four pumps while producing combustion in the twelve chambers. Each of the pumps that is activated, absorbs the fuel from the tank and pushes it towards the distributor to which it is connected, which enters through the inlet 9 and is distributed through the outlets 8 to the three nozzles to which they are connected.
De acuerdo con lo anterior, se comprende fácilmente que en lugar proporcionar una turbina con cuatro marchas, se puede obtener una de tres marchas, para lo que en este caso se emplean tres bombas de combustible y tres distribuidores de combustible con una entrada y cuatro salidas cada uno, conectados con las correspondientes cámaras de combustión, de manera que accionando una sola bomba, dos, o las tres a la vez, se permite la regulación de la velocidad de la turbina mediante una, dos o tres marchas respectivamente.According to the above, it is easily understood that instead of providing a turbine with four gears, one of three gears can be obtained, for which in this case three fuel pumps and three fuel distributors with one inlet and four outlets are used each, connected to the corresponding combustion chambers, so that by operating a single pump, two, or all three at the same time, the turbine speed regulation is allowed by one, two or three gears respectively.
De forma equivalente, se pueden emplear dos bombas de combustible y dos distribuidores, cada uno con seis salidas de combustible, permitiendo la obtención de dos marchas; una primera marcha accionando una sola bomba o una segunda marcha accionando las dos bombas a la vez.Equivalently, two fuel pumps and two distributors can be used, each with six fuel outlets, allowing two gears to be obtained; a first gear by operating a single pump or a second gear by driving both pumps at the same time.
Los distribuidores de los casos anteriores, se disponen concéntricamente a la estructura anular 6, de forma que permitan realizar la funcionalidad comentada.The distributors of the previous cases, are concentrically arranged to the annular structure 6, so that they allow performing the commented functionality.
También puede funcionar con una única marcha mediante el empleo de una única bomba de combustible, que absorbe el combustible del depósito y lo empuja hacia el distribuidor 7, en el que entra por la entrada 9 y sale repartido por las salidas 8 a las 12 boquillas de inyección, con una presión dictada por un regulador de caudal o potenciómetro eléctrico, que acelera o desacelera la bomba de combustible. Por lo tanto en este caso existe una única marcha cuya aceleración se regula mediante el control de giro de la única bomba que tiene. It can also operate with a single gear by using a single fuel pump, which absorbs the fuel from the tank and pushes it towards the distributor 7, which enters through the entrance 9 and is distributed by the outputs 8 to the 12 nozzles of injection, with a pressure dictated by a flow regulator or electric potentiometer, which accelerates or decelerates the fuel pump. Therefore in this case there is a single gear whose acceleration is regulated by the rotation control of the only pump it has.
Mediante la configuración descrita se consigue estabilidad, precisión y respuesta rápida del motor debido a las boquillas de inyección que están colocadas de forma que impactan sobre las palas de turbina sin obstáculos, con una inclinación idónea (33°) y en la parte idónea de la palaThrough the described configuration, stability, precision and rapid response of the engine are achieved due to the injection nozzles that are positioned so that they impact on the turbine blades without obstacles, with an ideal inclination (33 °) and in the ideal part of the shovel
En cualquiera de los casos, el reparto de boquillas se realiza de forma que queden dispuestas equidistantes entre sí evitando que se produzcan oscilaciones o vibraciones sobre el eje de rotación.In any case, the distribution of nozzles is carried out in such a way that they are arranged equidistant from each other preventing oscillations or vibrations on the axis of rotation.
La configuración descrita también permite que el cambio de marchas se pueda realizar de forma manual o automática. El cambio automático se obtiene funcionando las doce boquillas a la vez y regulando la presión en una sola bomba de combustible, en lugar de en cuatro bombas.The described configuration also allows the gearshift to be performed manually or automatically. The automatic transmission is obtained by operating the twelve nozzles at the same time and regulating the pressure in a single fuel pump, instead of in four pumps.
Las marchas manuales se obtienen haciendo que funcionen las tres, seis, nueve o las doce cámaras de combustión activando sus correspondientes bombas.Manual gears are obtained by operating the three, six, nine or twelve combustion chambers by activating their corresponding pumps.
Además, la invención se refiere a una turbina que incluye el combustor descrito anteriormente. In addition, the invention relates to a turbine that includes the combustor described above.
Claims (12)
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020245638A1 (en) * | 2019-06-06 | 2020-12-10 | Miguel Angel Holgado De Juan | Combustor for a turbine and turbine obtained |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1334774A (en) * | 1971-04-26 | 1973-10-24 | Ignelzi A | Rotary engine |
| WO2007102807A1 (en) * | 2006-03-06 | 2007-09-13 | United Technologies Corporation | Angled flow annular combustor for turbine engine |
| US20090031728A1 (en) * | 2007-04-26 | 2009-02-05 | Keisuke Miura | Combustor and a fuel supply method for the combustor |
| EP2306090A2 (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-06 | Hitachi Ltd. | Gas turbine combustor |
| US20150323184A1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-11-12 | General Electric Company | Ultra compact combustor |
| KR20170088728A (en) * | 2016-01-25 | 2017-08-02 | 김혁 | potable foot fan heater |
-
2018
- 2018-08-01 ES ES201830796A patent/ES2739725B2/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1334774A (en) * | 1971-04-26 | 1973-10-24 | Ignelzi A | Rotary engine |
| WO2007102807A1 (en) * | 2006-03-06 | 2007-09-13 | United Technologies Corporation | Angled flow annular combustor for turbine engine |
| US20090031728A1 (en) * | 2007-04-26 | 2009-02-05 | Keisuke Miura | Combustor and a fuel supply method for the combustor |
| EP2306090A2 (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-06 | Hitachi Ltd. | Gas turbine combustor |
| US20150323184A1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-11-12 | General Electric Company | Ultra compact combustor |
| KR20170088728A (en) * | 2016-01-25 | 2017-08-02 | 김혁 | potable foot fan heater |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020245638A1 (en) * | 2019-06-06 | 2020-12-10 | Miguel Angel Holgado De Juan | Combustor for a turbine and turbine obtained |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| BA2A | Patent application published |
Ref document number: 2739725 Country of ref document: ES Kind code of ref document: A1 Effective date: 20200203 |
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| FG2A | Definitive protection |
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