RU2109969C1

RU2109969C1 - Internal combustion air-injection-rotor-turbine engine

Info

Publication number: RU2109969C1
Application number: RU94004727A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Еранов
Original assignee: Юрий Александрович Еранов
Priority date: 1994-02-10
Filing date: 1994-02-10
Publication date: 1998-04-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines. SUBSTANCE: internal combustion air-injection-rotor- turbine engine has combustion chamber, centrifugal compressor with blades arranged on front part of disk. Turbine is mounted on the same shaft as compressor. Blades are arranged inside ring rotor. Shape of combustion chamber with guide hole of cover ring and hole of disk working ring is close in shape to reaction nozzle whose axis passes tangentially to ring rotor. Hollow frame turbine is provided at back side of disk. Rear part of turbine changes into cylindrical exhaust nozzle. Outer surface of turbine has gas channels formed by screw ribs starting at hole of disk working ring and downcasting to perforated part of cylindrical exhaust nozzles accommodating auger labyrinth with variable pitch. EFFECT: enlarged operating capabilities. 12 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к энергостроению. The invention relates to mechanical engineering, in particular to power engineering.

Известны комбинированные двигатели [1] и другие. Known combination engines [1] and others.

Известен также газотурбинный двигатель фирмы Бодварт, представляющий собой блок из центробежного компрессора с центростремительной турбиной, рабочие колеса которых сидят на одном валу и лопасти соединены друг с другом спинками, и кольцевой камерой сгорания, который и принят за прототип. The Bodwart gas turbine engine is also known, which is a block of a centrifugal compressor with a centripetal turbine, the impellers of which sit on one shaft and the blades are connected to each other by the backs, and an annular combustion chamber, which is adopted as a prototype.

Однако эти двигатели не нашли широкого применения из-за низкого коэффициента полезного действия. However, these engines are not widely used due to the low efficiency.

Задачей изобретения является повышение КПД двигателя. Это достигается тем, что в предлагаемом двигателе на передней стороне диска размещены лопасти центробежного компрессора, устроенные внутри кольцевого ротора, наружная поверхность которого имеет камеру сгорания, форма которой с направляющим отверстием кольца крышки и отверстием рабочего кольца диска оптимально близка форме реактивного сопла, ось которого проходит по касательной к кольцевому ротору, а с обратной стороны диска устроена полая конусная турбина, задняя часть которой переходит в цилиндрическое выхлопное сопло, а наружная поверхность снабжена газовыми каналами, боковые стенки которых образованы винтообразными ребрами, берущими начало с отверстия кольца диска и нисходящими по перфорированной части цилиндрического выхлопного сопла, внутри которого расположен шнековый лабиринт с переменным шагом свивки. The objective of the invention is to increase engine efficiency. This is achieved by the fact that in the proposed engine on the front side of the disk there are centrifugal compressor blades arranged inside an annular rotor, the outer surface of which has a combustion chamber, the shape of which with the guide hole of the cap ring and the hole of the disc working ring is optimally close to the shape of the jet nozzle, whose axis passes along the tangent to the annular rotor, and on the back of the disk a hollow cone turbine is arranged, the back of which goes into a cylindrical exhaust nozzle, and the outer surface is provided with gas channels sidewalls are formed by helical ribs originating from the disc and downstream of the ring opening of the perforated cylindrical part of the exhaust nozzle, inside which there is a screw with variable pitch labyrinth stranding.

На фиг. 1 показан описываемый двигатель, осевой разрез; на фиг. 2 - разрез двигателя А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - расположение рабочих деталей в компрессорном цикле-зона I, разрез; на фиг. 4 - зона I, разрез а-а; на фиг. 5 - расположение рабочих деталей в цикле смесеобразования горючей смеси и камера сгорания-зона II, разрез; на фиг. 6 - зоне II, разрез б-б; на фиг. 7 - расположение рабочих деталей в рабочем цикле-зона III, разрез; на фиг. 8 - зона III разрез в-в; на фиг. 9 - расположение рабочих деталей в цикле продувки остаточных газов из камеры сгорания-зона IV, разрез; на фиг. 10 - зона IV, разрез г-г; на фиг. 11 - перфорированная часть выхлопнного сопла, разрез; на фиг. 12 - вид рабочей зоны III с переходом от компрессора на винтообразные ребра конусной турбины. In FIG. 1 shows the described engine, axial section; in FIG. 2 is a sectional view of engine AA in FIG. one; in FIG. 3 - arrangement of working parts in the compressor cycle-zone I, section; in FIG. 4 - zone I, section aa; in FIG. 5 - arrangement of working parts in the mixture formation cycle of the combustible mixture and the combustion chamber-zone II, section; in FIG. 6 - zone II, section bb; in FIG. 7 - the location of the working parts in the working cycle-zone III, section; in FIG. 8 - zone III section in-in; in FIG. 9 - arrangement of working parts in a cycle of purging residual gases from a combustion chamber — zone IV, section; in FIG. 10 - zone IV, section g-g; in FIG. 11 - perforated part of the exhaust nozzle, section; in FIG. 12 is a view of the working zone III with the transition from the compressor to the helical ribs of the cone turbine.

С целью упрощения графических изображений подшипники, уплотнения, регулировочные шайбы форсунка, электрическая свеча зажигания и т.п. детали и узлы очевидны и поэтому не показаны или показаны условно. In order to simplify the graphic images, bearings, seals, shims, nozzle, electric spark plug, etc. parts and assemblies are obvious and therefore not shown or shown conditionally.

Предлагаемый двигатель содержит корпус 1 с задним внутренним подшипником 2, переднюю крышку 3, имеющую сборочные отверстия 4 под болтовые соединения, передний подшипник 5, отверстия для всасывания воздуха 6, для форсунки 7, для свечи зажигания 8 и отверстие для продувочной трубки 9, на внутренней плоскости выполнена проточка 10 для сбора воздуха, компрессорное кольцо 11, имеющее рабочее утолщение 12 с уплотняющим вкладышем 13, имеющим отверстия 7 - 9, направляющее 14 и продувочное 15 отверстия для газов. В корпусе размещен блок компрессора, состоящий из диска 16, снабженного лопастями 17, находящимися внутри роторного кольца 18, имеющего камеру сгорания 19, вал отбора мощности 20, проточки 21 для сбора воздуха и рабочее кольцо 22 с рабочим отверстием 23 и отверстие 24 для продувки. С другой стороны диска 16 находится турбина 25 с винтообразными ребрами 26, образующими газовые каналы 27. Сзади турбина 25 имеет выхлопное сопло 28 с наружной кольцевой перегородкой 29 и сквозные отверстия 30 в каналах 27 внутрь сопла 28, где имеется глухая перегородка 31 и шнековый лабиринт 32. Весь двигатель заключен в герметический кожух 33, имеющий воздухозаборный патрубок 34. The proposed engine comprises a housing 1 with a rear inner bearing 2, a front cover 3 having assembly holes 4 for bolted connections, a front bearing 5, holes for air intake 6, for an injector 7, for a spark plug 8 and an opening for a purge tube 9, on the inner on the plane there is a groove 10 for collecting air, a compressor ring 11 having a working thickening 12 with a sealing insert 13 having openings 7 to 9, a guide 14 and a purge 15 openings for gases. A compressor unit consisting of a disk 16 provided with blades 17 inside the rotor ring 18 having a combustion chamber 19, a power take-off shaft 20, a groove 21 for collecting air and a working ring 22 with a working hole 23 and a blowing hole 24 is placed in the housing. On the other side of the disk 16 there is a turbine 25 with helical ribs 26 forming gas channels 27. At the rear, the turbine 25 has an exhaust nozzle 28 with an outer annular partition 29 and through holes 30 in the channels 27 into the nozzle 28, where there is a blind partition 31 and a screw labyrinth 32 The entire engine is enclosed in an airtight casing 33 having an air inlet 34.

При запуске двигателя компрессорные лопасти 17 создают избыточное давление воздуха в зоне 1, на наружной поверхности ротора 18, в сферических проточках 10 и 21 и заполняют камеру сгорания 19. Затем роторное кольцо 18 поворачивается и камера сгорания 19 перемещается под утолщение 12 компрессорного кольца 11 крышки 3, перекрывается скользящими вкладышами 13 и через форсунку 7 подается топливо, образуется горючая или взрывная смесь-зона II. Далее в зоне III смесь воспламеняется от электрической искры 8, происходит резкое увеличение давления газов в камере сгорания 19, они устремляются в направляющее отверстие 14 и образовавшаяся реактивная сила вращает роторное кольцо 18. Далее газы идут через направляющее отверстие 14 в рабочее отверстие 23 кольца диска 16, меняют свое направление при входе в каналы 27 и через ребра 26 отдают свою уже кинетическую энергию дальнейшему вращению рабочего кольца 22 диска 16. Проходя по каналам 27 наружной поверхности конусной турбины 25 за счет винтообразной навивки ребер 26, газы постоянно отдают свою кинетическую энергию, что способствует дальнейшему увеличения мощности турбины 25. Дойдя до кольцевой перегородки 29 газы через отверстия 30 проходят по шнековому лабиринту 32, где происходит окончательный отбор оставшейся кинетической энергии газов, вплоть до выхода их в атмосферу. When the engine is started, the compressor blades 17 create excess air pressure in zone 1, on the outer surface of the rotor 18, in spherical grooves 10 and 21 and fill the combustion chamber 19. Then the rotor ring 18 is rotated and the combustion chamber 19 is moved under the thickening 12 of the compressor ring 11 of the cover 3 , is blocked by sliding inserts 13 and fuel is supplied through the nozzle 7, a combustible or explosive mixture-zone II is formed. Then, in zone III, the mixture ignites from an electric spark 8, there is a sharp increase in gas pressure in the combustion chamber 19, they rush into the guide hole 14 and the resulting reactive force rotates the rotor ring 18. Next, the gases go through the guide hole 14 into the working hole 23 of the disk ring 16 , change their direction at the entrance to the channels 27 and through the ribs 26 give their kinetic energy to the further rotation of the working ring 22 of the disk 16. Passing through the channels 27 of the outer surface of the conical turbine 25 due to a helical winding fins 26, gases are continuously give up their kinetic energy, thereby further increasing the power turbine 25. Upon reaching the annular partition 29, the gases pass through the apertures 30 of the screw 32 the labyrinth, where the final selection of the remaining kinetic energy of the gases until the release into the atmosphere.

Двигатель запущен, в центре диска 16 лопасти 17 компрессора создают разрежение и свежий воздух через воздушный патрубок 34, далее по герметическому кожуху 33 и отверстия 6 передней крышки 3 подается в зону I и циклы повторяются. The engine is started, in the center of the disk 16, the compressor blades 17 create a vacuum and fresh air through the air pipe 34, then through the airtight casing 33 and the holes 6 of the front cover 3 is fed into zone I and the cycles are repeated.

При оптимальном подборе топлива, объема камеры сгорания, диаметра роторного и рабочего кольца диска, конусной турбины и сечения газовых каналов можно достичь термодинамического равновесия при максимальном использовании потенциальной энергии сжигаемого топлива. With the optimal selection of fuel, the volume of the combustion chamber, the diameter of the rotor and the working ring of the disk, the cone turbine and the cross section of the gas channels, it is possible to achieve thermodynamic equilibrium with the maximum use of the potential energy of the burned fuel.

Claims

Compressor-rotor-turbine internal combustion engine containing a combustion chamber and a centrifugal compressor located on one shaft with a turbine, characterized in that on the front side of the disk there are centrifugal compressor blades arranged inside an annular rotor, the outer surface of which has, for example, two chambers combustion, the shape of each of which with the guide hole of the cap ring and the hole of the working ring of the disk is optimally close to the shape of the jet nozzle, the axis of which passes along the tangent and the rotor, and on the reverse side of the disk a hollow cone turbine is arranged, the back of which passes into a cylindrical exhaust nozzle, the outer surface of which is equipped with gas channels formed by helical ribs originating from the hole of the working ring of the disk and descending to the perforated part of the cylindrical exhaust nozzle which is located a screw labyrinth with a variable pitch lay.