RU2250381C2

RU2250381C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2250381C2
Application number: RU2003116566/06A
Authority: RU
Inventors: Е.Н. Авдеев (RU); Е.Н. Авдеев
Original assignee: Авдеев Евгений Николаевич
Priority date: 2003-06-03
Filing date: 2003-06-03
Publication date: 2005-04-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering.

SUBSTANCE: proposed gas-turbine engine contains rotor, compressor, combustion chamber and turbine. Combustion chamber consists of separate chambers uniformly spaced over circumference and installed on outer circumferential surface of combustion chamber. Each chamber is made in form of solid of revolution and is provided with one port aligned with corresponding port in combustion chamber housing. Auxiliary rotor mounted inside combustion chamber housing has at least one air supply channel and at least one outlet channel to direct hot gas from combustion chamber into turbine. Inlet port of air channel is located on radial surface of auxiliary rotor tightly adjoining compressor housing. Outlet port of air channel is located on outer circumferential surface of auxiliary rotor tightly adjoining inner circumferential surface of combustion chamber housing. Outlet part of air channel adjoining outlet port of air channel has mainly circumferential direction for tangential delivery of air into chambers. Inlet port of outlet channel is located on outer circumferential surface of auxiliary rotor. Outlet port of outlet channel is located on radial surface of auxiliary rotor tightly adjoining turbine housing. Outlet port of air channel and inlet port of outlet channel located on outer circumferential surface of auxiliary rotor have sections for simultaneous alignment with ports for scavenging the chambers and filling them with air. Auxiliary rotor has at least one bypass channel with inlet and outlet ports on outer circumferential surface designed for interconnecting chambers in which combustion process is completed and chambers filled with air, when auxiliary rotor rotates. Outlet section of bypass channel is made adjoining outer wall of auxiliary rotor mainly in circumferential direction for tangential delivery and rotation of bypassed gas flow in chambers in direction of rotation of air flow.

EFFECT: increased efficiency, provision of complete combustion of fuel in gas-turbine engine.

3 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в качестве газотурбинного двигателя (ГТД) и газотурбинной установки.The invention relates to engine building and can be used as a gas turbine engine (GTE) and gas turbine installation.

Известен газотурбинный двигатель - турбина внутреннего сгорания ударного действия со вспомогательным ротором, свободно смонтированным на валу турбины и снабженным по периферии карманами для подвода топливовоздушной смеси к камере сгорания и последующего отвода горячих газов к сопловым коробкам турбины (см. авторское свидетельство СССР №89365, кл. F 02 С 5/02).A gas turbine engine is known - a percussion internal combustion turbine with an auxiliary rotor freely mounted on the turbine shaft and equipped on the periphery with pockets for supplying the air-fuel mixture to the combustion chamber and subsequent removal of hot gases to the turbine nozzle boxes (see USSR author's certificate No. 89365, cl. F 02 C 5/02).

Основным недостатком данного газотурбинного двигателя является невозможность получения в нем большого расхода воздуха и соответственно большой мощности, из-за низкой производительности камеры сгорания, состоящей из одной камеры, установленной в корпусе двигателя.The main disadvantage of this gas turbine engine is the inability to obtain a large air flow rate and, accordingly, high power, due to the low performance of the combustion chamber, which consists of one chamber installed in the engine casing.

Наиболее близким к заявленному газотурбинному двигателю по технической сущности (прототипом) является газотурбинный двигатель со сгоранием при постоянном объеме, в котором камера сгорания содержит расположенные по окружности отдельные камеры. Радиальная поверхность компрессора герметично прилегает к входам камеры сгорания, а воздушный канал компрессора для подвода воздуха от компрессора к камере сгорания оканчивается выходным окном, расположенным на радиальной поверхности. Радиальная поверхность турбины герметично прилегает к выходам камеры сгорания и расширительный выпускной канал турбины для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину оканчивается входным окном, расположенным на радиальной поверхности. При вращении ротора выходное окно воздушного канала и входное окно выпускного канала последовательно совпадают с входом и выходом различных камер сгорания. При этом вход и выход, по меньшей мере, одной камеры закрыты (см. патент США №4693075, кл. F 02 С 5/00).Closest to the claimed gas turbine engine in technical essence (prototype) is a gas turbine engine with combustion at a constant volume, in which the combustion chamber contains separate chambers located around the circumference. The radial surface of the compressor is hermetically adjacent to the entrances of the combustion chamber, and the air channel of the compressor for supplying air from the compressor to the combustion chamber ends with an output window located on the radial surface. The radial surface of the turbine is hermetically adjacent to the exits of the combustion chamber, and the expansion outlet channel of the turbine for exhausting hot gas from the combustion chamber to the turbine ends with an inlet window located on the radial surface. When the rotor rotates, the output window of the air channel and the input window of the exhaust channel successively coincide with the input and output of various combustion chambers. In this case, the input and output of at least one camera are closed (see US patent No. 4693075, class F 02 C 5/00).

К недостаткам данного двигателя можно отнести низкий КПД и низкую полноту сгорания топлива. Низкий КПД связан с малым количеством времени, отводимым на осуществление процессов заполнения и продувки каждой камеры воздухом, сгорания в ней топлива и удаления продуктов сгорания, обусловленном высокой частотой вращения роторов газотурбинных двигателей. Из-за малого количества времени заполнение и продувка камер воздухом осуществляются с большими скоростями. Высокие скорости подачи воздуха в камеру сгорания и последующее практически полное торможение воздушного потока в замкнутом объеме камеры являются причинами возникновения больших потерь полного давления и соответственно снижения КПД двигателя. Кроме этого, отсутствие сжатия воздуха непосредственно в камере сгорания не позволяет повысить за счет этого суммарную степень повышения давления в двигателе и соответственно его термический КПД. Низкая полнота сгорания топлива также связана с малым количеством времени, отводимым на осуществление процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива в камере при больших частотах вращения роторов газотурбинных двигателей.The disadvantages of this engine include low efficiency and low completeness of fuel combustion. Low efficiency is associated with the small amount of time devoted to the implementation of the processes of filling and purging each chamber with air, combustion of fuel in it and removal of combustion products, due to the high rotational speed of the rotors of gas turbine engines. Due to the small amount of time, filling and purging of the chambers with air is carried out at high speeds. High speeds of air supply to the combustion chamber and subsequent almost complete deceleration of the air flow in the enclosed chamber volume are the causes of large losses of total pressure and, accordingly, lower engine efficiency. In addition, the lack of air compression directly in the combustion chamber does not allow to increase due to this the total degree of pressure increase in the engine and, accordingly, its thermal efficiency. The low completeness of fuel combustion is also associated with the small amount of time allocated to the implementation of the processes of evaporation, ignition and combustion of fuel in the chamber at high rotational speeds of the rotors of gas turbine engines.

Задача, решаемая изобретением, состоит в повышении КПД и полноты сгорания топлива в газотурбинном двигателе со сгоранием при постоянном объеме.The problem solved by the invention is to increase the efficiency and completeness of fuel combustion in a gas turbine engine with combustion at a constant volume.

Для достижения этого технического результата в газотурбинном двигателе, содержащем ротор, компрессор, камеру сгорания, состоящую из расположенных по окружности отдельных камер, турбину, воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания, выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину, в камере сгорания отдельные камеры выполнены в виде тел вращения и установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности корпуса камеры сгорания, каждая камера снабжена одним окном, совмещенным с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания. Внутри корпуса камеры сгорания смонтирован вспомогательный ротор, внутри которого установлены, по меньшей мере, один воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания и, по меньшей мере, один выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания, при этом входное окно воздушного канала расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу компрессора, а выходное окно воздушного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к внутренней окружной поверхности корпуса камеры сгорания. Выходная часть воздушного канала, прилегающая к выходному окну воздушного канала имеет преимущественно окружное направление для тангенциального подвода воздуха в камеры. Входное окно выпускного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, а выходное окно выпускного канала выполнено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу турбины. Выходное окно воздушного канала и входное окно выпускного канала, расположенные на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, имеют участки одновременного совмещения с окнами камер для продувки и заполнения камер воздухом. Во вспомогательном роторе установлен, по меньшей мере, один перепускной канал, имеющий впускное и выпускное окна на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора и предназначенный для соединения между собой при вращении вспомогательного ротора камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, и камер, заполненных воздухом. Выходной участок перепускного канала выполнен примыкающим к наружной стенке вспомогательного ротора в преимущественно окружном направлении для тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока.To achieve this technical result, in a gas turbine engine containing a rotor, a compressor, a combustion chamber, consisting of individual chambers arranged around the circumference, a turbine, an air channel for supplying air to the combustion chamber, an exhaust channel for removing hot gas from the combustion chamber to the turbine, in the chamber individual chambers of combustion are made in the form of bodies of revolution and are mounted uniformly around the circumference on the outer circumferential surface of the body of the combustion chamber, each chamber is equipped with one window combined with the corresponding knom in the housing of the combustion chamber. An auxiliary rotor is mounted inside the housing of the combustion chamber, inside of which at least one air channel for supplying air to the combustion chamber and at least one exhaust channel for discharging hot gas from the combustion chamber is installed, wherein the inlet window of the air channel is located on the radial surface of the auxiliary rotor, hermetically adjacent to the compressor housing, and the outlet window of the air channel is located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor, hermetically adjacent to the inside renney circumferential surface of the combustion chamber housing. The outlet portion of the air channel adjacent to the outlet window of the air channel has a predominantly circumferential direction for tangential air supply to the chambers. The input window of the exhaust channel is located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor, and the output window of the exhaust channel is made on the radial surface of the auxiliary rotor, which is tightly adjacent to the turbine casing. The output window of the air channel and the input window of the exhaust channel located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor have sections of simultaneous alignment with the windows of the chambers for purging and filling the chambers with air. At least one bypass channel is installed in the auxiliary rotor, having inlet and outlet windows on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor and designed to interconnect chambers in which the combustion process has completed and the chambers filled with air during rotation of the auxiliary rotor. The outlet section of the bypass channel is made adjacent to the outer wall of the auxiliary rotor in a predominantly circumferential direction for tangential supply and rotation of the bypassed gas stream in the chambers in the direction of rotation of the air stream.

Наличие вспомогательного ротора, вращающегося независимо от ротора турбины и содержащего воздушные каналы для подвода воздуха к камере сгорания и выпускные каналы для отвода продуктов сгорания из камеры сгорания в турбину, позволяет обеспечить при частотах вращения, меньших частот вращения ротора ГТД, необходимое время для осуществления процессов заполнения каждой камеры воздухом, сгорания в ней топлива и удаления продуктов сгорания и, тем самым, повысить КПД указанных процессов и полноту сгорания топлива. Существенное повышение КПД обеспечивается за счет организации вращательного движения рабочего тела в камерах. Движение рабочего тела (воздуха, газа) без торможения в камерах позволяет уменьшить потери полного давления и, за счет этого, повысить КПД двигателя. Рост КПД в заявленном двигателе достигается и за счет увеличения его термического КПД. При перепуске горячего газа в камеру, заполненную воздухом, перепускаемый горячий газ заполняет часть ее объема и, тем самым, осуществляет сжатие воздуха. Дополнительное сжатие воздуха в камерах увеличивает суммарную степень повышения давления в газотурбинном двигателе и соответственно его термический КПД. Повышение полноты сгорания топлива обеспечивается как за счет увеличения времени, отводимого на осуществление сгорания топлива, так и за счет интенсификации процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива горячим газом, поступающим в камеры, заполненные воздухом. Газ, перепускаемый в камеру, наполненную воздухом, подводится преимущественно тангенциально. Вследствие тангенциального подвода и значительно более высокой скорости газового потока в камере происходит расслоение газового и воздушного потоков, при котором кольцевой газовый поток вращается вокруг смещенного к оси камеры воздушного потока в одном с ним направлении. Горячий газ, имеющий высокую температуру и вращающийся вокруг воздушного потока, способствует значительной интенсификации процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива и соответственно увеличению полноты сгорания топлива.The presence of an auxiliary rotor, rotating independently of the turbine rotor and containing air channels for supplying air to the combustion chamber and exhaust channels for exhausting combustion products from the combustion chamber to the turbine, allows for the necessary time for filling processes to be carried out at rotational speeds lower than rotational speeds of the rotor of the turbine engine each chamber with air, combustion of fuel in it and removal of combustion products and, thereby, increase the efficiency of these processes and the completeness of fuel combustion. A significant increase in efficiency is ensured by the organization of the rotational movement of the working fluid in the chambers. The movement of the working fluid (air, gas) without braking in the chambers can reduce the loss of total pressure and, due to this, increase the efficiency of the engine. The increase in efficiency in the claimed engine is achieved by increasing its thermal efficiency. When transferring hot gas to a chamber filled with air, the bypassed hot gas fills part of its volume and, thereby, compresses the air. Additional air compression in the chambers increases the total degree of pressure increase in the gas turbine engine and, accordingly, its thermal efficiency. Increasing the completeness of fuel combustion is ensured both by increasing the time allotted for the combustion of fuel, and by intensifying the processes of evaporation, ignition and combustion of fuel with hot gas entering the chambers filled with air. Gas transferred to a chamber filled with air is supplied mainly tangentially. Due to the tangential supply and a significantly higher gas flow rate in the chamber, gas and air flows are stratified, in which the annular gas flow rotates around the air flow displaced to the camera axis in the same direction. Hot gas, which has a high temperature and revolves around the air flow, contributes to a significant intensification of the processes of evaporation, ignition and combustion of fuel and, accordingly, increase the completeness of combustion of fuel.

На Фиг.1 схематично показана в разрезе часть ГТД, расположенная между компрессором и турбиной; на Фиг.2 - сечение А-А Фиг.1; на Фиг.3 - часть развернутого на плоскости сечения вспомогательного ротора по радиусу R.Figure 1 schematically shows in section a part of a gas turbine engine located between a compressor and a turbine; figure 2 is a section aa of figure 1; figure 3 - part deployed on the plane of the cross section of the auxiliary rotor along the radius R.

На Фиг.1, 2, 3 стрелками показаны направления движения рабочего тела в газовоздушном тракте; ω - направление вращения вспомогательного ротора, u - направление перемещения вспомогательного ротора.In figure 1, 2, 3, arrows show the direction of movement of the working fluid in the gas-air path; ω is the direction of rotation of the auxiliary rotor, u is the direction of movement of the auxiliary rotor.

Газотурбинный двигатель (Фиг.1) содержит камеру сгорания, состоящую из двадцати цилиндрических камер, последовательно пронумерованных с 1 по 10 (Фиг.2), при этом камеры с одинаковым номером расположены симметрично относительно оси двигателя. Камеры установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности цилиндрического корпуса 11 камеры сгорания (Фиг.1). Каждая камера имеет по одному окну 12 (Фиг.2, 3), выполненному по всей длине камеры и совмещенному с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания 11. Корпус камер сгорания 11 крепится фланцами к корпусу компрессора 13 (Фиг.1) и корпусу турбины 14. Внутри корпуса 11 размещен вспомогательный ротор 15 на двух опорах 16 и 17. Наружная окружная поверхность внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к внутренней окружной поверхности цилиндрического корпуса камер сгорания 11, а внутренняя стенка 19 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к корпусу компрессора 13 и к корпусу турбины 14. Герметичность прилегания указанных поверхностей обеспечивается минимальными зазорами, бесконтактными либо контактными уплотнениями в зависимости от окружных скоростей вспомогательного ротора 15. В рабочей части вспомогательного ротора 15 (Фиг.2, 3), расположенной между его внешней 18 и внутренней 19 стенками, размещены два воздушных канала 20 для подвода воздуха от компрессора 13 к камере сгорания и два выпускных канала 21 для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину 14. Входное окно 22 (Фиг.1) воздушного канала 20 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу компрессора 13, а выходное окно 23 воздушного канала 20 расположено (Фиг.3) на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Выходная часть каждого воздушного канала 20, прилегающая к выходному окну 23, имеет преимущественно окружное направление для обеспечения тангенциального подвода воздуха в камеры. Входное окно 24 выпускного канала 21 расположено на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер, а выходное окно 25 (Фиг.1) выпускного канала 21 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу турбины 14. Выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15, имеют участки одновременного совмещения с несколькими окнами камер для удаления продуктов сгорания, продувки и заполнения камер воздухом. На Фиг.3 выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21 одновременно совмещены с окнами камер 10, 1, 2, 3. Внутри вспомогательного ротора 15 (Фиг.2) размещены два перепускных канала 26, каждый из которых имеет впускное окно 27 и выпускное окно 28, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Перепускные каналы 26 предназначены для соединения между собой в процессе вращения вспомогательного ротора 15 камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, с камерами, заполненными воздухом. Выходные участки перепускных каналов 26, заканчивающиеся выпускными окнами 28, примыкают к внешней стенке 18 вспомогательного ротора 15 в направлении, близком к окружному (Фиг.2), для обеспечения преимущественно тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока. Ширина впускного окна 27 и выпускного окна 28 перепускного канала 26 больше расстояния между окнами соседних камер для обеспечения непрерывности течения газового потока в перепускном канале 26 и снижения пульсаций давления и скорости перепускаемого газового потока. В каждой камере на торцевых поверхностях установлены топливные форсунки 29, 30 (Фиг.1). В узле 30, содержащем топливную форсунку, размещена свеча зажигания. Вал 31, соединяющий компрессор и турбину, установлен на опорах 32, 33.The gas turbine engine (FIG. 1) contains a combustion chamber consisting of twenty cylindrical chambers sequentially numbered 1 through 10 (FIG. 2), while the chambers with the same number are located symmetrically with respect to the axis of the engine. The chambers are mounted uniformly around the circumference on the outer circumferential surface of the cylindrical body 11 of the combustion chamber (Figure 1). Each chamber has one window 12 (FIGS. 2, 3), made along the entire length of the chamber and combined with a corresponding window in the housing of the combustion chamber 11. The housing of the combustion chambers 11 is flanged to the compressor housing 13 (FIG. 1) and the turbine housing 14 Inside the housing 11, an auxiliary rotor 15 is placed on two supports 16 and 17. The outer circumferential surface of the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 is tightly adjacent to the inner circumferential surface of the cylindrical housing of the combustion chambers 11, and the inner wall 19 of the auxiliary rotor 15 is hermetically sealed adjoins the compressor housing 13 and the turbine housing 14. The tightness of the fit of these surfaces is ensured by minimal gaps, non-contact or contact seals depending on the peripheral speeds of the auxiliary rotor 15. In the working part of the auxiliary rotor 15 (Fig.2, 3) located between its outer 18 and the inner walls 19, two air channels 20 for supplying air from the compressor 13 to the combustion chamber and two exhaust channels 21 for removing hot gas from the combustion chamber to the turbine 14 are placed. about 22 (Figure 1) of the air channel 20 is located on the radial surface of the auxiliary rotor 15, hermetically adjacent to the compressor housing 13, and the output window 23 of the air channel 20 is located (Figure 3) on the outer circumferential surface of the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 in the area adjacent to the windows of the cameras. The outlet portion of each air passage 20 adjacent to the outlet window 23 has a substantially circumferential direction to provide a tangential air supply to the chambers. The input window 24 of the exhaust channel 21 is located on the outer circumferential surface of the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 in the area adjacent to the windows of the chambers, and the output window 25 (Figure 1) of the exhaust channel 21 is located on the radial surface of the auxiliary rotor 15, which is tightly adjacent to the turbine body 14. The output window 23 of the air channel 20 and the input window 24 of the exhaust channel 21, located on the outer circumferential surface of the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15, have areas of simultaneous alignment with several windows chambers for removal of combustion products, purging and filling chambers with air. In Fig. 3, the output window 23 of the air channel 20 and the input window 24 of the exhaust channel 21 are simultaneously aligned with the windows of the chambers 10, 1, 2, 3. Inside the auxiliary rotor 15 (Fig. 2), two bypass channels 26 are placed, each of which has an inlet a window 27 and an exhaust window 28 located on the outer circumferential surface of the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 in a portion adjacent to the windows of the chambers. The bypass channels 26 are designed to connect to each other during the rotation of the auxiliary rotor 15 of the chambers in which the combustion process is completed, with chambers filled with air. The output sections of the bypass channels 26, ending with the outlet windows 28, are adjacent to the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 in a direction close to the circumferential (Figure 2), to ensure predominantly tangential supply and rotation of the bypassed gas stream in the chambers in the direction of rotation of the air stream. The width of the inlet window 27 and the outlet window 28 of the bypass channel 26 is greater than the distance between the windows of the adjacent chambers to ensure the continuity of the gas flow in the bypass channel 26 and reduce pressure pulsations and the speed of the bypassed gas stream. In each chamber on the end surfaces of the installed fuel nozzles 29, 30 (Figure 1). In the node 30 containing the fuel nozzle, a spark plug is placed. The shaft 31 connecting the compressor and the turbine is mounted on bearings 32, 33.

Двигатель работает следующим образом. При вращении вспомогательного ротора 15 сжатый воздух из компрессора по двум воздушным каналам 20 вспомогательного ротора 15 поступает в камеры при совмещении выходных окон 23 воздушных каналов 20 с окнами камер (на Фиг.3 заполнение воздухом и продувка камер осуществляется одновременно в камерах 10, 1, 2, 3). Окна этих камер частично совмещены с выходным окном 23 воздушного канала 20 (со стороны компрессора) и частично с входным окном 24 выпускного канала 21 (со стороны турбины) для обеспечения удаления продуктов сгорания и заполнения камер воздухом. Заполнение воздухом и продувка одновременно в нескольких камерах позволяет уменьшить пульсации давления и скорости воздушного потока. Подвод воздуха в камеры осуществляется преимущественно тангенциально за счет формы воздушного канала 20 (Фиг.3), в выходной части которого воздушный поток имеет значительную по величине окружную составляющую скорости. В результате тангенциального подвода в камерах образуется вращающийся воздушный поток, который заполняет камеру со стороны компрессора, при заполнении смещаясь в сторону турбины и вытесняя продукты сгорания - горячий газ в выпускной канал 21 вспомогательного ротора 15. После окончания продувки и заполнения камеры воздухом в нее осуществляется преимущественно тангенциальный подвод через перепускной канал 26 горячего газа, полученного в результате сгорания топлива в других камерах. На Фиг.2 показан перепуск горячего газа из камер 7, 8, в которых процесс сгорания топлива завершился, в камеры 4, 5, заполненные воздухом. При поступлении горячего газа в камеру, заполненную воздухом, происходит дополнительное сжатие воздуха перед процессом подвода тепла к рабочему телу (камеры 4, 5 на Фиг.2). Газ, перепускаемый в камеру, наполненную воздухом, подводится преимущественно тангенциально за счет высокой скорости газового потока, а также за счет формы перепускного канала 26, выходная часть которого примыкает к внешней стенке 18 вспомогательного ротора 15 в направлении, близком к окружному (Фиг.2). Вследствие значительно более высокой скорости газового потока в камере происходит расслоение газового и воздушного потоков, при котором кольцевой газовый поток вращается вокруг смещенного к оси камеры воздушного потока в одном с ним направлении. Горячий газ, имеющий высокую температуру и вращающийся вокруг воздушного потока, способствует быстрому испарению, воспламенению и сгоранию топлива, подаваемого форсунками в центральную часть камеры, занятой воздушным потоком. За счет этого происходит значительная интенсификация процесса сгорания топлива, позволяющая увеличить полноту сгорания топлива. Сгорание топлива происходит при постоянном объеме камеры (камеры 6 на Фиг.2), когда окно камеры перекрыто внешней стенкой 18 вспомогательного ротора 15. После сгорания топлива осуществляется перепуск части продуктов сгорания - горячего газа из камер 7, 8 в камеры 4,5. После перепуска производится выпуск горячего газа (из камер 9 на Фиг.2) в выпускной канал 21 вспомогательного ротора 15 и далее в турбину. В результате выпуска горячего газа его давление в камере снижается до давления, достаточного для продувки и заполнения воздухом. Далее снова начинается продувка и заполнение воздушным потоком камер (камеры 10, 1, 2, 3 на Фиг.2). В камерах с одинаковым номером реализуются одинаковые стадии рабочего цикла. За один оборот вспомогательного ротора 15 в каждой камере осуществляются два полных рабочих цикла. При запуске двигателя раскрутка вспомогательного ротора 15 осуществляется стартером, а воспламенение топливовоздушной смеси свечами зажигания, установленными в узле 30 каждой камеры. В процессе работы двигателя вращение вспомогательного ротора 15 происходит за счет реактивной силы, возникающей в его выпускных каналах 21. Регулирование частоты вращения вспомогательного ротора 15 может производиться за счет изменения подачи топлива, а также за счет регулирования входного соплового аппарата турбины, с помощью которого возможно изменение степени расширения газа в выпускных каналах 21 вспомогательного ротора. Воспламенение топливовоздушной смеси в процессе работы двигателя осуществляется перепускаемым горячим газом. Вспомогательный ротор 15 вращается в сторону, противоположную направлению вращения ротора ГТД, что позволяет значительно снизить углы поворота потока в выходном направляющем аппарате компрессора и в сопловом аппарате первой ступени турбины.The engine operates as follows. When the auxiliary rotor 15 rotates, compressed air from the compressor through two air channels 20 of the auxiliary rotor 15 enters the chambers when the output windows 23 of the air channels 20 are combined with the chamber windows (in Fig. 3, the air is filled and the chambers are purged in chambers 10, 1, 2 , 3). The windows of these chambers are partially aligned with the output window 23 of the air channel 20 (from the compressor side) and partially with the input window 24 of the exhaust channel 21 (from the turbine side) to ensure the removal of combustion products and fill the chambers with air. Filling with air and purging simultaneously in several chambers reduces pressure pulsations and air flow rates. The air supply to the chambers is carried out mainly tangentially due to the shape of the air channel 20 (Figure 3), in the output part of which the air flow has a significant peripheral velocity component. As a result of the tangential approach, a rotating air stream is formed in the chambers, which fills the chamber from the compressor side, when filling, moves toward the turbine and displaces the combustion products — hot gas enters the exhaust channel 21 of the auxiliary rotor 15. After purging and filling the chamber with air, it is predominantly tangential supply through the bypass channel 26 of hot gas obtained by combustion of fuel in other chambers. Figure 2 shows the bypass of hot gas from the chambers 7, 8, in which the process of combustion of fuel was completed, in the chambers 4, 5, filled with air. When hot gas enters the chamber filled with air, additional compression of the air occurs before the process of supplying heat to the working fluid (chambers 4, 5 in FIG. 2). The gas transferred into the chamber filled with air is supplied mainly tangentially due to the high velocity of the gas stream, and also due to the shape of the bypass channel 26, the outlet of which is adjacent to the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15 in a direction close to the circumferential (Figure 2) . Due to the significantly higher gas flow rate in the chamber, gas and air flows are stratified, in which the annular gas flow rotates around the air flow displaced to the camera axis in the same direction. Hot gas, which has a high temperature and rotates around the air stream, facilitates the rapid evaporation, ignition and combustion of the fuel supplied by the nozzles to the central part of the chamber occupied by the air stream. Due to this, there is a significant intensification of the fuel combustion process, which allows to increase the completeness of fuel combustion. The combustion of fuel occurs with a constant volume of the chamber (chamber 6 in FIG. 2), when the chamber window is blocked by the outer wall 18 of the auxiliary rotor 15. After combustion of the fuel, part of the combustion products — hot gas from the chambers 7, 8 — is transferred to chambers 4,5. After the bypass, hot gas is released (from the chambers 9 in FIG. 2) into the exhaust channel 21 of the auxiliary rotor 15 and further into the turbine. As a result of the release of hot gas, its pressure in the chamber decreases to a pressure sufficient to purge and fill with air. Then, purging and filling with air flow of the chambers starts again (chambers 10, 1, 2, 3 in FIG. 2). In cameras with the same number, the same stages of the work cycle are implemented. For one revolution of the auxiliary rotor 15 in each chamber two full duty cycles are carried out. When the engine is started, the spinning of the auxiliary rotor 15 is carried out by the starter, and the air-fuel mixture is ignited by spark plugs installed in the node 30 of each chamber. During engine operation, the rotation of the auxiliary rotor 15 occurs due to the reactive force arising in its exhaust channels 21. The speed of the auxiliary rotor 15 can be controlled by changing the fuel supply, as well as by adjusting the inlet nozzle of the turbine, with which it is possible to change the degree of expansion of gas in the exhaust channels 21 of the auxiliary rotor. The ignition of the air-fuel mixture during engine operation is carried out by hot gas bypassed. The auxiliary rotor 15 rotates in the direction opposite to the direction of rotation of the GTE rotor, which can significantly reduce the flow rotation angles in the compressor outlet guide apparatus and in the nozzle apparatus of the first turbine stage.

Основное преимущество заявленного газотурбинного двигателя по сравнению с прототипом заключается в более высоком значении КПД и в более высокой полноте сгорания топлива и соответственно в лучшей экономичности. Кроме этого, дополнительное сжатие воздуха в камере сгорания, увеличивающее суммарную степень повышения давления в двигателе, позволяет повысить, при соответствующем значении температуры газа перед турбиной, мощность и удельную тягу газотурбинного двигателя со сгоранием при постоянном объеме.The main advantage of the claimed gas turbine engine compared to the prototype is a higher value of efficiency and a higher completeness of fuel combustion and, accordingly, in better efficiency. In addition, additional compression of the air in the combustion chamber, increasing the total degree of increase in pressure in the engine, makes it possible to increase, with an appropriate value of the gas temperature in front of the turbine, the power and specific thrust of a gas turbine engine with combustion at a constant volume.

Claims

A gas turbine engine comprising a rotor, a compressor, a combustion chamber, consisting of separate chambers arranged around the circumference, a turbine, an air channel for supplying air to the combustion chamber, an exhaust channel for removing hot gas from the combustion chamber to the turbine, characterized in that there are separate the chambers are made in the form of bodies of revolution and are mounted uniformly around the circumference on the outer circumferential surface of the combustion chamber body, each chamber is equipped with one window combined with a corresponding window in the combustion chamber Accordingly, inside the housing of the combustion chamber, an auxiliary rotor is mounted, inside of which at least one air channel for supplying air to the combustion chamber and at least one exhaust channel for removing hot gas from the combustion chamber is installed, while the inlet window of the air channel located on the radial surface of the auxiliary rotor, hermetically adjacent to the compressor housing, and the outlet window of the air channel is located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor, hermetically adjacent to the inner circumferential surface of the combustion chamber housing, the outlet of the air channel adjacent to the outlet window of the air duct has a circumferential direction for tangential air supply to the chambers, the inlet of the outlet channel is located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor, and the outlet of the outlet channel is located on the radial surface of the auxiliary rotor, hermetically adjacent to the turbine housing, the output window of the air channel and the input window of the exhaust channel, located on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor, have sections of simultaneous alignment with the windows of the chambers for blowing and filling the chambers with air, at least one bypass channel is installed in the auxiliary rotor, having inlet and outlet windows on the outer circumferential surface of the auxiliary rotor and intended for connection with each other during rotation of the auxiliary rotor of the chambers in which the combustion process has ended, and the chambers filled with air, the outlet section of the bypass anal formed adjacent to the outer wall of the auxiliary rotor in a predominantly circumferential direction to the tangential supply and the rotation of bypass gas flow in the chambers in the direction of airflow rotation.