RU2066388C1

RU2066388C1 - Газотурбинный двигатель

Info

Publication number: RU2066388C1
Application number: RU94007332A
Authority: RU
Original assignee: Дученко Николай Александрович
Priority date: 1994-03-01
Filing date: 1994-03-01
Publication date: 1996-09-10
Also published as: RU94007332A

Abstract

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: турбина выполнена в виде лопастной машины, расположенной в полых лопастях винта, имеющих выполненные в них топливные каналы с выходящими в камеры сгорания топливными отверстиями, топливные отверстия расположены по всей длине топливных каналов, а их оси направлены по нормали к хорде профиля лопасти винта. 3 ил.

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и касается устройства газотурбинного двигателя.

Известно устройство двигателя, состоящего из компрессора, газовой турбины, камер сгорания и т.д. (Журнал "Зарубежное военное обозрение", 1992 г. N 7, стр. 44).

Недостатками таких двигателей являются:
1. Сложность и высокая стоимость газовых турбин.

2. Надежность и долговечность лопаток газовых турбин создают самые острые проблемы в авиации (Журнал "Наука и жизнь" N 8, 1991 г. стр. 62).

3. Лопатки ограничивают параметры рабочего тела температуру, давление газа, ограничивают скорость вращения и тем самым ограничивают кпд двигателя.

4. Каждая лопатка газовой турбины привносит в газовый поток существенную составляющую общего аэродинамического сопротивления его лобовое сопротивление, а газовая турбина в целом представляет собой плотную аэродинамическую решетку с мощным лобовым бесполезным сопротивлением, по этой причине газовая турбина с ее множеством лопаток не может иметь высокого кпд
Из изложенного выше и существенного расхода топлива газотурбинными двигателями с многолопаточными турбинами следует вывод: газовая турбина лопаточная изжила себя как привод компрессора, агрегатов.

В качестве аналога принята газовая турбина, представленная в патенте СССР N 5684 И кл. Г 02 С 3/24 от 1928 г.

Указанная турбина не может быть принята практикой по следующим причинам:
а) в связи с креплением турбины на конце лопасти последнюю необходимо укреплять, увеличивая тем самым площадь сечения лопасти, что ведет к изменению ее профиля и в конечном результате к потере аэродинамических качеств лопасти;
б) сопло турбины закреплено по нормали к направлению встречного потока, такая подача воздуха не применима, т.к. обеспечивает низкий кпд турбины;
в) для работы такой турбины конец лопасти должен вращаться со сверхзвуковой скоростью, а при этой скорости лопасть теряет аэродинамическое качество.

Задача изобретения создание газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, турбину, выполненную в виде лопастной машины, расположенную в полых лопастях винта, имеющую камеры сгорания с впускными и выпускными соплами, образованными кромками лопастей, выполненные в лопастях топливные каналы, имеющие выходящие в камеры сгорания топливные отверстия, отличающиеся тем, что топливные отверстия расположены по всей длине топливных каналов, а их оси направлены по нормали к хорде профиля лопасти винта.

На фиг. 1 представлен общий вид двигателя: 1 корпус двигателя; 2 вал двигателя; 3 лопасть камера сгорания; 4 отверстия-распылители; 5 - нагнетательная камера компрессора; 6 корпус топливного насоса; 7 ротор топливного насоса; 8 пустотелая штанга ось топливного насоса; 9 - топливная магистраль низкого давления; 10 неподвижная часть обтекателя; 11 - крестовина; 12 форсажная камера двигателя (паровая труба).

На фиг. 1 показано, что в корпусе 1 двигателя на подшипнике помещен вал 2, на конце которого закреплена винтовая установка с лопастями-камерами сгорания 3. Позиция 4 на фиг.1-3 показывает расположение отверстий-распылителей топлива. Корпус топливного насоса 6 закреплен на конце вала двигателя, а его ротор 7 неподвижно закреплен на пустотелой штанге 8, внутри которой проходит топливная магистраль низкого давления 9. Неподвижная часть обтекателя 10 закреплена и подачи через нее от различных групп баков с развязкой обратными клапанами топлива к насосу высокого давления. Насос высокого давления, например, шиберный (пластинчатый), поставлен в работу наоборот, т.е. ротор его неподвижен, а вращается его корпус 6 совместно с валом двигателя. Подача топлива к отверстиям-распылителям 4 выполнена через высокотемпературный тракт двигателя с целью использования его теплоты для подогрева и испарения топлива, охлаждения деталей и снятия угрозы пожара на двигателе из-за неправильностей в топливной системе его. Элементы крестовины 11 имеют тепловую защиту, например, металлокерамическую. Топливные каналы в лопастях-камерах сгорания выполнены фрезеровкой с последующей запрессовкой трубопроводов с отверстиями-распылителями и завальцовкой.

На фиг. 3 большой стрелкой показано направление вращения лопасти-камеры сгорания.

Из изложенного выше и чертежа видно, что воздух, сжатый компрессором и закрученный им поступает из камеры 5 в полость камеры сгорания 3, где получив дополнительно ускорение, устремляется к выходу. На входе в лопасть-камеру сгорания шлейф воздуха встречает на всем своем сечении фронт, состоящий из нескольких рядов струй паров топлива, которые пронизывают его насквозь (на максимальных оборотах) за счет своей дальнобойности.

Дальнобойность струй паров топлива пропорциональна оборотам двигателя и давлению, развиваемому топливным насосом. Эта организация горения обеспечивает наибольшую площадь химической реакции окисления.

В предложенной конструкции двигателя вращающий момент турбины создается двумя видами сил:
а) реактивными силами лопастей-камер сгорания, которые многократно превосходят аэродинамические силы, создаваемые на лопатках обычных турбин;
б) аэродинамическими силами лопастей-камер сгорания.

Из основ химии известно, что скорость химической реакции зависит существенно от ее площади, скорости отвода прореагировавших компонентов, температуры исходных компонентов. Эти условия наилучшим образом выполняются в предложенной конструкции.

Claims

Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, турбину, выполненную в виде лопастной машины, расположенную в полых лопастях винта, имеющую камеры сгорания с впускными и выпускными соплами, образованными кромками лопастей, выполненные в лопастях топливные каналы, имеющие выходящие в камеры сгорания топливные отверстия, отличающийся тем, что топливные отверстия расположены по всей длине топливных каналов, а их оси направлены по нормали к хорде профиля лопасти винта.