RU2161714C2

RU2161714C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2161714C2
Application number: RU97104082A
Authority: RU
Inventors: В.С. Бахирев; И.В. Бахирев
Original assignee: Бахирев Виктор Серафимович; Бахирев Игорь Викторович
Priority date: 1997-03-18
Filing date: 1997-03-18
Publication date: 2001-01-10

Abstract

FIELD: power-plant engineering and transport. SUBSTANCE: engine has housing, combustion chambers with nozzles, shaft, bladed turbine rotor, centrifugal compressor incorporating at least two stages, combustible mixture supply and ignition system, and heat exchanger with exhaust pipes. Number of combustion chambers is a multiple of three; one of compressor stages is arranged over entire circumference and other one is made in the form of two relatively symmetrical sectors each with central angle of 90 deg.; rotor has blind extension arranged for closing nozzles of combustion chambers. EFFECT: simplified design, improved specific power and operating reliability. 3 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к двигателям внутреннего сгорания. The invention relates to mechanical engineering, in particular to internal combustion engines.

Известны различные конструкции газотурбинных двигателей, состоящих из корпуса с рабочими камерами, вала, ротора турбины с лопатками, центробежного компрессора, систем питания и зажигания рабочей смеси [1, 2]. There are various designs of gas turbine engines, consisting of a housing with working chambers, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor, power systems and ignition of the working mixture [1, 2].

Однако конструкции этих двигателей сложные, и их турбины работают в тяжелых условиях, что уменьшает ресурс их эксплуатации. However, the designs of these engines are complex, and their turbines operate in difficult conditions, which reduces the resource of their operation.

Наиболее близким по технической сути к заявленному объекту является газотурбинный двигатель с количеством камер сгорания кратным четырем и с количеством лопаток ротора, равным половине количества камер сгорания [3]. The closest in technical essence to the claimed object is a gas turbine engine with the number of combustion chambers multiple of four and with the number of rotor blades equal to half the number of combustion chambers [3].

К недостаткам этого газотурбинного двигателя следует отнести также достаточно сложную конструкцию, меньшую удельную мощность, отнесенную к весу и габаритам, и надежность в эксплуатации. The disadvantages of this gas turbine engine should also include a rather complex design, lower specific power, referred to weight and dimensions, and reliability in operation.

Цель настоящего изобретения - устранение указанных выше недостатков двигателя. The purpose of the present invention is to eliminate the above disadvantages of the engine.

Поставленная цель достигается тем, что количество камер сгорания кратно трем, двигатель оснащен круговым теплообменником с выхлопными патрубками, равным количеству камер сгорания, и двухступенчатым компрессором, первая из которых расположена по всей окружности, а вторая состоит из двух симметрично расположенных относительно друг друга секторов по 90^o с каналами для прохождения нагнетаемого воздуха первой ступени, отобрав тепло у ротора и корпуса, уже подогретым поступает в камеры сгорания. Рабочий торец ротора выполнен плоским.This goal is achieved in that the number of combustion chambers is a multiple of three, the engine is equipped with a circular heat exchanger with exhaust pipes equal to the number of combustion chambers, and a two-stage compressor, the first of which is located around the entire circumference, and the second consists of two sectors 90 symmetrically located relative to each other ^o with channels for the passage of injection air of the first stage, taking heat from the rotor and the housing, it is fed into the combustion chambers already warmed up. The working end face of the rotor is made flat.

На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель со стороны задней крышки с шестью камерами сгорания. In FIG. 1 shows a gas turbine engine on the back cover side with six combustion chambers.

На фиг. 2 показан разрез двигателя. In FIG. 2 shows a section through an engine.

На фиг. 3 схематично показано расположение камер сгорания и ротора с правым вращением. In FIG. 3 schematically shows the location of the combustion chambers and the rotor with right rotation.

Газотурбинный двигатель, изображенный на фигурах, состоит из следующих сборочных единиц и деталей: корпуса 1 с камерами сгорания 2, крышки 3 с теплообменником 4 и выхлопными патрубками 5, ротора 6 с валом 7, систем питания и зажигания рабочей смеси (не показаны), двухступенчатого компрессора с первой ступенью 8, расположенной по всей окружности, и второй ступенью 9, состоящей из двух симметрично расположенных друг относительно друга секторов по 90^o каждый с окнами 10, примыкающих к камерам сгорания 2 по каналам перехода 11, а также по 1/4 окружности рабочих лопаток турбины 12, стольких же глухих сторон выступов 13, сквозных полостей 14 и 15, входных окон 16 и окна сопла 17.The gas turbine engine shown in the figures consists of the following assembly units and parts: housing 1 with combustion chambers 2, covers 3 with heat exchanger 4 and exhaust pipes 5, rotor 6 with shaft 7, power supply and ignition mixture (not shown), two-stage compressor with the first stage 8, located around the entire circumference, and the second stage 9, consisting of two sectors 90 ^° each symmetrically located relative to each other with windows 10 adjacent to the combustion chambers 2 along the transition channels 11, as well as 1/4 of the circle ra side blades of the turbine 12, the same blind sides of the protrusions 13, the through cavities 14 and 15, the input windows 16 and the nozzle window 17.

Работу предложенного двигателя рассмотрим на примере камеры сгорания, которая оснащена свечей зажигания, но на фигуре не показана. We will consider the operation of the proposed engine using an example of a combustion chamber, which is equipped with spark plugs, but is not shown in the figure.

При начале вращения вала 7 воздух через сквозную полость 14 корпуса 1 проходит к первой ступени компрессоров 8, а из него через теплообменник 4 по сквозной полости 15 вокруг камер 2 поступает во вторую ступень компрессора 9, а затем через нагнетающее окно 10 и совмещенное с ним входное окно 16 попадает в камеру сгорания 2, очищая ее от остатков продуктов сгорания, вытесняя их в окно-сопло 17, а затем между лопатками турбины 12 и через выхлопной патрубок 5 - в атмосферу. При дальнейшем вращении вала 7 окно-сопло 17 этой камеры перекрывается глухой стороной ротора 13, а воздух через совмещенные окна 10 и 16 продолжает поступать в камеру 2. В следующий поворот ротора окна 10 и 16 уже не совмещаются, а окном 16 камера 2 сообщается с предыдущей через окно - сопло 17 каналом перехода 11. Это сообщение используется при работающем двигателе для воспламенения топлива без системы зажигания, а в данный момент в прыснутое топливо воспламеняется от системы зажигания и сгорает при таком положении ротора 6, когда камера 2 полностью закрыта, а в следующий момент поворота ротора 6 камера сообщается окном - соплом 17 каналом 11 с окном 16 последующей камеры 2 по ходу вращения ротора 6, чтобы повысить в ней давление и температуру, необходимую для воспламенения топлива. При дальнейшем повороте вала 7 к окну-соплу 17 камеры 2 подходят рабочие лопатки турбины 12 и сгоревшая горючая смесь, создавшая высокое давление, совершает работу, газы же, отдав свою энергию, через патрубок 5 проходят зону теплообменника 4, отдают в нем часть своего тепла и удаляются в атмосферу
На фиг. 3 камеры сгорания обозначены римскими цифрами I - VI, на каждую из которых приходится 60^o. На этой же фигуре видно, что когда в камерах I и IV происходит продувка, в камерах II и V - начало рабочего хода, а в камерах III и VI происходит повышение давления и температуры.When the shaft 7 starts to rotate, air passes through the through cavity 14 of the housing 1 to the first stage of the compressors 8, and from it through the heat exchanger 4 through the cavity 15 around the chambers 2 it enters the second stage of the compressor 9, and then through the injection window 10 and the input inlet the window 16 enters the combustion chamber 2, cleaning it of the remnants of the combustion products, forcing them into the nozzle window 17, and then between the blades of the turbine 12 and through the exhaust pipe 5 into the atmosphere. With a further rotation of the shaft 7, the window-nozzle 17 of this chamber is blocked by the blind side of the rotor 13, and the air through the combined windows 10 and 16 continues to flow into the chamber 2. In the next rotation of the rotor, the windows 10 and 16 are no longer aligned, and the window 2 communicates with the window 16 previous through the window - nozzle 17 transition channel 11. This message is used when the engine is running to ignite the fuel without an ignition system, and at the moment the ignited system ignites the burnt fuel and burns out in this position of the rotor 6, when the chamber 2 is completely Covered, and the next moment of rotation of the rotor chamber communicates window 6 - 17 nozzle channel 11 with a window 16 followed chamber 2 during the rotation of the rotor 6 to increase the pressure therein and the temperature required for ignition of fuel. With a further rotation of the shaft 7, the working blades of the turbine 12 are suitable for the window-nozzle 17 of the chamber 2 and the burnt fuel mixture, which has created a high pressure, does the work, the gases, having given their energy, pass through the pipe 5 through the heat exchanger zone 4, they give off part of its heat in it and are removed to the atmosphere
In FIG. 3 combustion chambers are marked with Roman numerals I - VI, each of which accounts for 60 ^o . The same figure shows that when purging occurs in chambers I and IV, the beginning of the working stroke in chambers II and V, and pressure and temperature increase in chambers III and VI.

Макетный образец предложенного двигателя подтвердил простоту его конструкции по сравнению с прототипом, более эффективную систему охлаждения и высокие рабочие параметры, т.е. имеет более высокий коэффициент полезного действия. A prototype of the proposed engine confirmed the simplicity of its design compared to the prototype, a more efficient cooling system and high operating parameters, i.e. has a higher efficiency.

Источники информации:
1. Джадж А. Газотурбинные двигатели малой мощности. Москва. Издательство иностранной литературы. 1963, с.83.Sources of information:
1. Judge A. Low-power gas turbine engines. Moscow. Publisher of foreign literature. 1963, p. 83.

2. Коссов М. А. , Окунев М.Ю. Автомобильные газотурбинные двигатели. Москва. НИИАвтопром. 1971, с.7. 2. Kossov M. A., Okunev M.Yu. Automotive gas turbine engines. Moscow. NIIAutoprom. 1971, p. 7.

3. Заявка РФ N 95103582 A1, кл. F 02 С 5/12, опубл. 20.01.1997. 3. RF application N 95103582 A1, cl. F 02 C 5/12, publ. 01/20/1997.

Claims

A gas turbine engine comprising a housing, combustion chambers with nozzles, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor with at least two stages, a fuel mixture ignition system and a heat exchanger with exhaust pipes, characterized in that the number of combustion chambers is a multiple of three, one the compressor stage is located around the entire circumference, and the second is made in the form of two sectors symmetrically located relative to each other with a central angle of 90 ^o each, and the rotor is made with a blind protrusion located with the possibility of blocking the nozzles of the combustion chambers.