RU2096639C1

RU2096639C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2096639C1
Application number: RU95103582A
Authority: RU
Inventors: Виктор Серафимович Бахирев; Игорь Викторович Бахирев
Original assignee: Виктор Серафимович Бахирев; Игорь Викторович Бахирев
Priority date: 1995-03-14
Filing date: 1995-03-14
Publication date: 1997-11-20
Also published as: RU95103582A

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: engine housing accommodates working chambers uniformly arranged over circumference; disc part of turbine rotor is made of uniformly alternating radial blind projections and depressions holding rotor blades and circular sectors. EFFECT: improved design. 3 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к двигателям внутреннего сгорания. The invention relates to the field of engineering, in particular to internal combustion engines.

Известны различные конструкции газотурбинных двигателей, состоящих из корпуса с рабочими камерами, вала ротора турбины м лопатками, центробежного компрессора, систем приготовления подачи и зажигания горючей смеси [1, 2]
Однако в известных газотурбинных двигателях турбина работает в очень тяжелых условиях.There are various designs of gas turbine engines, consisting of a housing with working chambers, a shaft of a turbine rotor with m blades, a centrifugal compressor, systems for preparing the supply and ignition of a combustible mixture [1, 2]
However, in known gas turbine engines, the turbine operates in very difficult conditions.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому объекту является газотурбинный двигатель с пульсирующими камерами сгорания, клапанно-гребным челноком и гидрочелночными дозами [3]
К недостатку известного газотурбинного двигателя следует отнести достаточно высокую сложность конструкции камер сгорания, наличие клапанно-гребного челнока и гидрочелночных дюз, что значительно усложняет его изготовление и снижает надежность в процессе эксплуатации.The closest in technical essence to the claimed object is a gas turbine engine with pulsating combustion chambers, a valve-rowing shuttle and hydraulic shutter doses [3]
The disadvantage of the known gas turbine engine is the rather high complexity of the design of the combustion chambers, the presence of a valve-rowing shuttle and hydraulic shuttle nozzles, which greatly complicates its manufacture and reduces reliability during operation.

Задачей изобретения является упрощение конструкций газотурбинного двигателя, технологии его изготовления и повышения надежности в процессе эксплуатации. The objective of the invention is to simplify the design of a gas turbine engine, the technology of its manufacture and improve reliability during operation.

Поставленная задача достигается тем, что в известном газотурбинном двигателе, состоящем из корпуса с рабочими камерами, вала, ротора турбины с лопатками, центробежного компрессора, систем приготовления, подачи и зажигания горючей смеси, в его корпусе, имеющим цилиндрическую форму, равномерно по окружности расположены рабочие камеры в количестве, кратном четырем, площади сечения которых имеют форму, соответственно, в плоскостях, совпадающих с осью корпуса, прямоугольников, а в плоскостях, перпендикулярных этой оси, круговых секторов, дисковая часть ротора турбины выполнена из равномерно чередующихся радиальных глухих выступов и впадин, в которых крепятся лопатки ротора, также в виде круговых секторов и при этом количество каждых из них равно одной второй от количества камер, а сумма их по окружности диска равна и составляет ее половину (180), в глухих же выступах, для обеспечения эффективного охлаждения ротора турбины, выполнены сквозные радиальные полости, а гладкие рабочие поверхности этих глухих выступов, находящихся в одной плоскости с боковыми поверхностями лопаток ротора двигателя и непосредственно прилегающих к его торцу со стороны открытых его рабочих камер, обеспечивают в процессе работы двигателя последовательное закрывание тех двух смежных камер, в которые подается и сгорает горючая смесь. The task is achieved by the fact that in the well-known gas turbine engine, consisting of a housing with working chambers, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor, systems for preparing, supplying and igniting a combustible mixture, in its housing having a cylindrical shape, workers are uniformly arranged around the circumference cameras in a multiple of four, the cross-sectional areas of which are shaped, respectively, in planes coinciding with the axis of the housing, rectangles, and in planes perpendicular to this axis, circular sectors, disk The new part of the turbine rotor is made of uniformly alternating radial blind protrusions and depressions in which the rotor blades are attached, also in the form of circular sectors, and the number of each of them is equal to one second of the number of chambers, and their total circumference of the disk is equal to half its (180), in the blind protrusions, in order to ensure effective cooling of the turbine rotor, through radial cavities are made, and the smooth working surfaces of these blind protrusions located in the same plane as the side surfaces of the blades po torus of the engine and directly adjacent to its end from the side of its open working chambers, provide during the operation of the engine sequential closing of those two adjacent chambers into which the combustible mixture is supplied and burned.

На фиг. 1 показан вид газотурбинного двигателя со стороны, примыкающей к его крышке; на фиг. 2 разрез двигателя по А-А, показанного на фиг. 1; на фиг. 3 схематично показано расположение глухих выступов 9 дисковой части ротора двигателя и его впадин 17, в которых крепятся лопатки ротора, при этом на виде "а" изображен 4-камерный двигатель, на виде "б" 8-камерный и на виде "в" 12-камерный. На всех этих видах римскими цифрами от 1 до 12 условно обозначены секторы расположения рабочих камер. In FIG. 1 shows a view of a gas turbine engine from a side adjacent to its cap; in FIG. 2 is a section through the engine AA shown in FIG. one; in FIG. 3 schematically shows the location of the blind protrusions 9 of the disk part of the rotor of the engine and its depressions 17, in which the rotor blades are attached, while in the view "a" a 4-chamber engine is shown, in the view "b" the 8-chamber engine and in the view "c" 12 -chamber. On all these species, Roman numerals from 1 to 12 conventionally indicate the sectors of the location of the working chambers.

Показанный на фиг. 1 и 2 в качестве примера газотурбинный двигатель с 8-ью рабочими камерами состоит из следующих основных деталей и сборочных единиц: корпуса 1 с рабочими камерами 2, количество которых кратно четырем, его крышки 3, вала 4 с подшипниками 5, на которых установлен центробежный компрессор 6 и ротор двигателя 7 с лопатками 8 и глухими выступами 9, в которых для охлаждения выполнены сквозные полости 10. Shown in FIG. 1 and 2 as an example, a gas turbine engine with 8 working chambers consists of the following main parts and assembly units: housing 1 with working chambers 2, the number of which is a multiple of four, its covers 3, shaft 4 with bearings 5, on which a centrifugal compressor is installed 6 and the rotor of the engine 7 with blades 8 and blind protrusions 9, in which through cavities 10 are made for cooling.

Работа предлагаемого газотурбинного двигателя в 8-камерном исполнении происходит следующим образом. The operation of the proposed gas turbine engine in an 8-chamber design is as follows.

При запуске двигателя рабочий цикл начинается продувкой двух диаметрально расположенных камер 2, для чего атмосферный воздух через всасывающие окна 11, расположенные в крышке 3, захватывается центробежным компрессором 6 и через соответствующее продувочное окно 12 нагнетается в камеру сгорания 2, а оттуда через сопло 13 и выхлопное окно 14 вместе с оставшимися от предыдущего рабочего цикла продуктами сгорания горючей смеси выбрасывается в атмосферу, после чего в продутую камеру 2 подается свежая горючая смесь, приготавливаемая в центральном всасывающем канале 17 соответствующим устройством (на фиг. не показано), а ротор двигателя 7, продолжающий свое вращение, перекрывает своим глухим выступом 9 сопло 13, а потом и нижнее окно 15 этой камеры, после чего срабатывает система зажигания (на фиг. не показана), горючая смесь воспламеняется и ее раскаленные газы проходят через канал зажигания 16, обеспечивая предварительное повышение давления и температуры, а также воспламенение смеси в следующей по ходу вращения камере сгорания, но уже без помощи системы зажигания, а в этой камере открывается сопло, через которое давление газов устремляется на лопатки 8 ротора 7, придавая ему вращательное движение, и через выхлопное окно 14 выбрасываются в атмосферу. Затем аналогичный рабочий цикл осуществляется в следующих парах рабочих камер, обеспечивая надежное охлаждение двигателя в процессе работы, осуществляемое его центробежным компрессором 6, в частности, в глухих выступах 9 дисковой части ротора двигателя 7 выполнены сквозные полости 10. When the engine is started, the duty cycle begins by blowing two diametrically located chambers 2, for which atmospheric air through the suction windows 11 located in the cover 3 is captured by a centrifugal compressor 6 and is pumped into the combustion chamber 2 through the corresponding purge window 12, and from there through the nozzle 13 and exhaust window 14, together with the combustion products of the combustible mixture remaining from the previous working cycle, is discharged into the atmosphere, after which fresh combustible mixture, prepared in the central the suction channel 17 with a suitable device (not shown in FIG.), and the rotor of the engine 7, continuing its rotation, overlaps its nozzle 13 with its blind protrusion 9, and then the lower window 15 of this chamber, after which the ignition system is triggered (not shown in FIG. ), the combustible mixture ignites and its hot gases pass through the ignition channel 16, providing a preliminary increase in pressure and temperature, as well as ignition of the mixture in the next combustion chamber, but without the help of the ignition system, and in this chamber we open Xia nozzle through which gas pressure rotor blades tends to August 7, giving it a rotational motion, and through the exhaust box 14 are emitted into the atmosphere. Then, a similar duty cycle is carried out in the following pairs of working chambers, providing reliable cooling of the engine during operation, carried out by its centrifugal compressor 6, in particular, through cavities 10 are made in the blind protrusions 9 of the disk part of the rotor of the engine 7.

Предлагаемый двигатель выгодно отличается от известных простотой конструкции за счет отсутствия клапанной системы, технологичностью изготовления и надежностью в эксплуатации. Он может работать с применением разных видов топлива, применяемых в газотурбинных двигателях, и использоваться, начиная от мини-трактора и малолитражных автомобилей и кончая самолетами и кораблями. The proposed engine compares favorably with the known simplicity of the design due to the lack of a valve system, manufacturability and reliable operation. It can work with the use of different types of fuel used in gas turbine engines, and can be used from a mini-tractor and small cars to airplanes and ships.

Claims

A gas turbine engine, consisting of a housing with working chambers, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor for the preparation, supply and ignition of a combustible mixture, characterized in that in the engine housing having a cylindrical shape, working chambers are arranged uniformly around the circumference in a multiple of four, the cross-sectional areas of which are shaped respectively in planes coinciding with the axis of the casing, rectangles, and in planes perpendicular to this axis, circular sectors, the disk part of the turbine rotor made of uniformly alternating radial blind protrusions and depressions in which the rotor blades are attached, also in the form of circular sectors, and the number of each of them is equal to one second of the number of chambers, and their sums around the circumference of the disk are equal and make up its half (180 ^o ) , in the blind protrusions, to ensure effective cooling of the turbine rotor, through radial cavities are made, and the smooth working surfaces of these blind protrusions located in the same plane as the side surfaces of the rotor blades of the engine and GOVERNMENTAL adjacent to its end with its open side working chambers provided during engine operation consistent closing the two adjacent chambers, which is supplied and combusted combustible mixture.