RU2282734C2

RU2282734C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2282734C2
Application number: RU2004123925/06A
Authority: RU
Inventors: Виталий Иванович Коминов (RU); Виталий Иванович Коминов
Original assignee: Виталий Иванович Коминов
Priority date: 2004-08-04
Filing date: 2004-08-04
Publication date: 2006-08-27
Also published as: RU2004123925A

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines.

SUBSTANCE: proposed gas-turbine engine contains combustion chambers, fuel feeding and igniting devices, bladed wheel with compressor and turbine rims, sector passages arranged in housing in direction of rotation of bladed wheel, bypass channels with outlet holes made in form of nozzle with fitted-in fuel feeding devices and inlet holes. Outlet sector ports and inlet sector ports combined with outlet ports and made in ring shell of housing and adjoining inner contour of turbine blade rim are arranged behind outlet holes. Scrolls adjoining outer contour of compressor rim are in housing. Outlet holes made in ring shell adjoin inner contour of rim of turbine blades. Outlet holes are connected with scrolls by sector passages and channels made in housing. Outlet holes of channels are made in form of nozzle accommodating fuel feeding devices.

EFFECT: increased specific power by increasing efficiency of compressor and combustion chamber.

4 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям.The invention relates to turbine construction, in particular to gas turbine engines.

Известен газотурбинный двигатель (см. патент №1524598, кл. 5 F 02 С 5/00 - аналог), включающий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, выполненные на торцах корпуса 1, в котором установлено двустороннее лопаточное колесо, с расположенными друг над другом компрессорными и турбинными венцами, частично совпадающие входные и выходные секторные окна, выполненные в корпусе, каналы перепуска, выполненные в виде углублений на внутренней поверхности корпуса, размещенные над турбинными венцами. Устройства для подачи топлива размещены между каналами перепуска и концами выходных секторных окон.Known gas turbine engine (see patent No. 1524598, class 5 F 02 C 5/00 - analogue), including combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings made at the ends of the housing 1, in which a double-sided impeller is installed, with located one above the other compressor and turbine crowns, partially matching input and output sector windows made in the housing, bypass channels made in the form of recesses on the inner surface of the housing, located above the turbine crowns. Fuel supply devices are placed between the bypass channels and the ends of the output sector windows.

В этом газотурбинном двигателе лопаточные венцы компрессоров расположены внутри лопаточных венцов турбин, что ограничивает возможности увеличения диаметра компрессоров и повышение давления воздуха, подаваемого в промежутки между лопатками турбинных венцов. Не используется перепад давления на входных и выходных отверстиях каналов перепуска для создания крутящего момента на лопаточном колесе.In this gas turbine engine, the compressor blades are located inside the turbine blade rims, which limits the possibility of increasing the diameter of the compressors and increasing the air pressure supplied to the spaces between the turbine blade blades. The differential pressure at the inlet and outlet ports of the bypass channels is not used to create torque on the impeller.

Это снижает удельную мощность газотурбинного двигателя.This reduces the power density of the gas turbine engine.

Известен газотурбинный двигатель (см. патент №1764374, кл. 5 F 02 С 5/00 - прототип), содержащий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо с компрессорным и турбинным венцами, соединенными друг с другом по ходу рабочего тела секторными проходами, размещенными в корпусе. Каналы перепуска, выполненные в корпусе и имеющие расположенные по ходу вращения лопаточного колеса выходные и входные отверстия, частично совмещенные входные и выходные секторные окна, выполненные соответственно в кольцевой обечайке корпуса, примыкающей к внутреннему контуру венца турбинных лопаток и в цилиндрической части корпуса, примыкающие к наружному контуру венца турбинных лопаток. Выходные отверстия каналов перепуска выполнены в виде сопла, топливоподающие устройства установлены в последних. Венцы лопаток компрессора и турбины размещены на периферии лопаточного колеса. Секторные проходы расположены по ходу вращения лопаточного колеса перед выходными отверстиями каналов перепуска. Концы лопаток венцов турбины и компрессора снабжены плоскими бандажами.A known gas turbine engine (see patent No. 1764374, class 5 F 02 C 5/00 is a prototype), containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings located at the ends of the housing, in which a blade wheel with compressor and turbine crowns is installed connected to each other along the working fluid sector passages placed in the housing. Bypass channels made in the casing and having outlet and inlet openings located along the direction of rotation of the blade wheel, partially combined inlet and outlet sector windows made respectively in the annular shell of the casing adjacent to the inner contour of the rim of the turbine blades and in the cylindrical part of the casing adjacent to the outer contour of the crown of turbine blades. The outlet openings of the bypass channels are made in the form of a nozzle, fuel supply devices are installed in the latter. The crowns of the compressor blades and the turbine are located on the periphery of the blade wheel. Sector passages are located along the rotation of the blade wheel in front of the outlet openings of the bypass channels. The ends of the blades of the crowns of the turbine and compressor are provided with flat bandages.

Недостатком этого газотурбинного двигателя является низкая удельная мощность. Камеры сгорания слабо заполняются топливовоздушной смесью из-за низкого давления воздуха, в связи с неэффективным использованием его кинетической энергии, создаваемой лопатками компрессорного венца. А также из-за подачи воздуха в промежутки между лопатками турбинного венца в направлении от периферии к центру, т.е. против действия центробежных сил.The disadvantage of this gas turbine engine is its low power density. The combustion chambers are poorly filled with the air-fuel mixture due to the low air pressure, due to the inefficient use of its kinetic energy created by the compressor crown blades. And also because of the air supply between the blades of the turbine crown in the direction from the periphery to the center, i.e. against the action of centrifugal forces.

Задачей изобретения является повышение удельной мощности путем повышения эффективной работы компрессора и эффективной подачи воздуха в камеры сгорания газотурбинного двигателя.The objective of the invention is to increase the specific power by increasing the effective operation of the compressor and the effective supply of air to the combustion chambers of a gas turbine engine.

Поставленная задача достигается тем, что газотурбинный двигатель, содержащий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, выполненные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо с компрессорным и турбинным венцами, расположенными на его периферии.The problem is achieved in that the gas turbine engine containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings made at the ends of the housing, in which a blade wheel with compressor and turbine crowns located on its periphery is installed.

Выполненные в корпусе по ходу вращения лопаточного колеса секторные проходы, каналы перепуска с выходными отверстиями, выполненными в виде сопла с расположенными в них топливоподающими устройствами, и входными отверстиями. За входными отверстиями каналов перепуска расположены выходные секторные окна и частично совмещенные с ними входные секторные окна, выполненные в кольцевой обечайке корпуса и примыкающие к внутреннему контуру венца турбинных лопаток. К наружному контуру венца компрессорных лопаток примыкают улитки, выполненные в корпусе, а к внутреннему контуру венца турбинных лопаток примыкают выходные отверстия, выполненные в кольцевой обечайке, связанные с улитками секторными проходами и каналами, выполненными в корпусе. Выходные отверстия каналов выполнены в виде сопла, в которых установлены топливоподающие устройства.Sector passages made in the housing along the rotation of the blade wheel, bypass channels with outlet openings made in the form of a nozzle with fuel supply devices located in them, and inlet openings. Behind the inlet openings of the bypass channels are located output sector windows and input sector windows partially aligned with them, made in the annular shell of the housing and adjacent to the inner contour of the rim of the turbine blades. To the outer contour of the crown of compressor blades are adjacent snails made in the casing, and to the inner contour of the crown of turbine blades are adjacent outlet openings made in the annular shell, connected with the snails by sector passages and channels made in the casing. The outlet openings of the channels are made in the form of nozzles in which fuel supply devices are installed.

Снабжение компрессора улитками позволяет повысить давление воздуха за счет его кинетической энергии. Расположение выходных отверстий, выполненных в виде сопла, в кольцевой обечайке, примыкающей к внутреннему контуру венца турбинных лопаток, позволяет осуществлять подачу топливовоздушной смеси от центра к периферии в направлении, совпадающем с направлением действия ценробежных сил.The compressor is supplied with snails to increase air pressure due to its kinetic energy. The location of the outlet openings, made in the form of a nozzle, in the annular shell adjacent to the inner contour of the rim of the turbine blades, allows for the supply of air-fuel mixture from the center to the periphery in the direction coinciding with the direction of action of the cenrobic forces.

Все это повышает заполнение камер сгорания топливовоздушной смесью, интенсивность размешивания топлива с воздухом, а следовательно, удельную мощность газотурбинного двигателя.All this increases the filling of the combustion chambers with a fuel-air mixture, the intensity of mixing the fuel with air, and, consequently, the specific power of the gas turbine engine.

На фиг.1 изображен газотурбинный двигатель в поперечном разрезе по его оси, на фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1, на фиг.3 - разрез по Б-Б на фиг.1 и на фиг.4 - сечение С-С на фиг.1.In Fig.1 shows a gas turbine engine in cross section along its axis, Fig.2 is a section along aa in Fig.1, Fig.3 is a section along BB in Fig.1 and Fig.4 is a cross section CC in figure 1.

Газотурбинный двигатель содержит корпус 1, включающий с левой стороны крышку 2, с правой крышку 3. Внутри крышек 2 и 3 корпуса 1 расположено лопаточное колесо 4 на валу 5, установленное на подшипниках 6 корпуса 1. С левой стороны лопаточное колесо 4 снабжено венцом компрессорных лопаток 7, которым по внутреннему контуру связан с венцом направляющих лопаток 8, выполненных в корпусе 1, а по наружному контуру связан с улитками 9, выполненными в цилиндрической части корпуса 1. Улитки 9 связаны с секторными проходами 10, выполненными в цилиндрической части корпуса 1 плавно переходящими в каналы 11, выполненными в торцевой части корпуса 1 и в его кольцевой обечайке 12. В кольцевой обечайке 12 выполнены в виде сопла выходные отверстия 13, в которые помещены топливоподающие устройства 14. С правой стороны лопаточное колесо 4 снабжена венцом турбинных лопаток 15. К внутреннему контуру венца турбинных лопаток 15 примыкают входные секторные окна 16, выполненные в кольцевой обечайке 12 корпуса 1, к которым по внутренней поверхности примыкает венца компрессорных лопаток 17. К внутренней поверхности венца компрессорных лопаток 17 примыкает наружный контур венца направляющих лопаток 18, выполненный в корпусе 1. К наружному контуру венца турбинных лопаток 15 примыкают выходные секторные окна 19, выполненные в цилиндрической части корпуса 1, и частично совпадающие с входными секторными окнами 16. В промежутках между секторными проходами 10 и выходными секторными окнами 19 венец турбинных лопаток 15 по наружному контуру примыкает к входным отверстиям 20 и к выходным отверстиям 21 каналов перепуска 22, выполненных в корпусе 1. Выходные отверстия 21 выполнены в виде сопла и в них помещены топливоподающие устройства 23. Во входных отверстиях 20 помещены поджигающие устройства 24. Венцы лопаточного колеса 4, компрессорные 7 и 17, турбинные 15 выполнены закрытого типа, т.е. их торцевыми поверхностями являются жестко связанные с лопатками кольца соответственно 25, 26, 27. На торцах корпуса 1 выполнены входные отверстия 28 и 29.The gas turbine engine comprises a housing 1, including a cover 2 on the left side, a right cover 3. Inside the covers 2 and 3 of the housing 1 there is a blade wheel 4 on the shaft 5 mounted on bearings 6 of the housing 1. On the left side, the blade wheel 4 is provided with a crown of compressor blades 7, which is connected along the inner contour with the crown of guide vanes 8 made in the casing 1, and is connected along the outer contour with the snails 9 made in the cylindrical part of the casing 1. The snails 9 are connected with sector passages 10 made in the cylindrical part of the housing 1 smoothly passing into the channels 11, made in the end part of the housing 1 and in its annular shell 12. In the annular shell 12, outlet openings 13 are made in the form of a nozzle, into which fuel supply devices are placed 14. On the right side, the blade wheel 4 is provided with a rim of turbine blades 15. To the inner contour of the rim of the turbine blades 15 are adjacent input sector windows 16 made in the annular shell 12 of the housing 1, to which the rim of the compressor blades 17 is adjacent to the inner surface of the rim. spring blades 17 is adjacent to the outer contour of the rim of the guide vanes 18, made in the housing 1. To the outer contour of the rim of the turbine blades 15 are adjacent output sector windows 19, made in the cylindrical part of the housing 1, and partially coinciding with the input sector windows 16. In the intervals between sector passages 10 and output sector windows 19, the crown of turbine blades 15 on the outer contour is adjacent to the inlet openings 20 and to the outlet openings 21 of the bypass channels 22 made in the housing 1. The outlet openings 21 are made in ide and nozzles placed therein fuel feed apparatus 23. The input openings 20 are placed ignited device 24. Rims bladed wheel 4, 7 and 17 of the compressor, turbine 15 are gated, i.e. their end surfaces are rings 25, 26, 27, which are rigidly connected with the blades, respectively. Entrance openings 28 and 29 are made at the ends of the housing 1.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом.The gas turbine engine operates as follows.

Раскручивается вал 5 лопаточного колеса 4 в подшипниках 6, расположенных в крышках 2 и 3 корпуса 1, по стрелке, указанной на чертеже. Лопатки компрессора 7 начинают вращаться относительно направляющих лопаток 8. Воздух, проходя входные отверстия 28, нагнетается в улитки 9, где его скорость перемещения замедляется, а давление повышается. Из улиток 9 воздух проходит в секторные проходы 10, каналы 11 и сопла выходных отверстий 13. В этих соплах скорость движения воздуха увеличивается в связи с сужением проходного сечения сопла, поэтому он захватывает топливо, поступающее по топливоподающим устройствам 14, и смешивается с ним. Образовавшаяся топливовоздушная смесь поступает в промежутки между лопатками турбинного венца 15, в которых в таком же направлении действуют центробежные силы, и интенсивно перемешивается. При прохождении этих лопаток выходных отверстий 20 топливовоздушная смесь поджигается от устройства для поджигания топлива 24, после чего устройство для поджигания топлива 24 отключается. Горение топливовоздушной смеси сопровождается повышением давления газа, поэтому часть газа поступает по каналам перепуска 22 в сопла выходных отверстий 21, где скорость газа увеличивается в связи с сужающимся проходным сечением сопла. С учетом подачи топлива по топливоподающим устройствам 14 в струю газа попадает топливо из топливоподающих устройств 23 и дальше в промежутки между лопатками газотурбинного венца 15. В этих зонах топливовоздушная смесь, имеющая относительно низкое давление, интенсивно смешивается с топливом и газом, которым и поджигается. В связи с перепадом давления струя газа действует на лопатки турбинного венца, повышает давление между ними и создает крутящий момент на лопаточном колесе 4. От горения топливовоздушной смеси давление между лопатками возрастает. На участках между отверстиями выходными 21 и входными 20 каналов перепуска 22 горение топливовоздушной смеси в промежутках между лопатками турбинного венца осуществляется при постоянном объеме. Если не учитывать зазоры между венцом турбинных лопаток и корпусом 1, по внутреннему контуру венца с кольцевой обечайкой корпуса 1, а по наружному контуру венца с цилиндрической частью корпуса 1. Степень сжатия и давление на этих участках в связи с горением топливовоздушной смеси в таком постоянном объеме существенно возрастают. При дальнейшем следовании этих лопаток турбинного венца начинается их совпадение с входными отверстиями 20. Давление частично падает, потому что часть газа поступает по каналам перепуска 22, повторяя цикл в этом замкнутом кругу. За входными отверстиями 20 каналов перепуска 22, оставшаяся часть газа и топливовоздушной смеси в промежутках между этими лопатками турбинного венца 15, попадает в участки до начала выходных секторных окон 19 с такими же постоянными объемами. Топливовоздушная смесь продолжает гореть в условиях высокой степени сжатия. Образуется давление, от которого реактивная сила также создает крутящий момент на лопаточном колесе 4 при выходе газа через выходные секторные окна 19 и выходные устройства (выходные устройства не показаны) в атмосферу. Реактивная сила по мере перемещения лопаток турбинного венца 15 от начала выходных секторных окон 19 ослабевает, а при подходе этих лопаток к зонам совпадения секторных окон входных 16 и выходных 19 полностью исчезает. В этих местах начинается продувка промежутков между лопатками турбинного венца 15 и их охлаждение.The shaft 5 of the blade wheel 4 is untwisted in bearings 6 located in the covers 2 and 3 of the housing 1, in the direction indicated by the arrow. The blades of the compressor 7 begin to rotate relative to the guide vanes 8. The air passing through the inlet holes 28 is pumped into the coils 9, where its speed of movement slows down and the pressure rises. From snails 9, air passes into sector passages 10, channels 11 and nozzles of outlet openings 13. In these nozzles, the air velocity increases due to the narrowing of the nozzle orifice, therefore, it captures the fuel entering the fuel supply devices 14 and mixes with it. The resulting air-fuel mixture enters the spaces between the blades of the turbine rim 15, in which centrifugal forces act in the same direction, and is intensively mixed. With the passage of these blades of the outlet openings 20, the air-fuel mixture is ignited from the device for igniting the fuel 24, after which the device for igniting the fuel 24 is turned off. The combustion of the air-fuel mixture is accompanied by an increase in gas pressure, so part of the gas flows through the bypass channels 22 to the nozzles of the outlet openings 21, where the gas velocity increases due to the narrowing passage section of the nozzle. Taking into account the fuel supply through the fuel supply devices 14, fuel from the fuel supply devices 23 and further into the spaces between the blades of the gas turbine crown 15 enters the gas stream. In these zones, the air-fuel mixture having a relatively low pressure is intensively mixed with the fuel and gas, which is ignited. Due to the pressure drop, a gas jet acts on the blades of the turbine rim, increases the pressure between them and creates a torque on the blade wheel 4. From burning the air-fuel mixture, the pressure between the blades increases. In the areas between the openings of the outlet 21 and the inlet 20 of the bypass channels 22, the combustion of the air-fuel mixture in the spaces between the blades of the turbine rim is carried out at a constant volume. If you do not take into account the gaps between the rim of the turbine blades and the casing 1, along the inner contour of the rim with the annular shell of the casing 1, and along the outer contour of the rim with the cylindrical part of the casing 1. The compression ratio and pressure in these areas due to the combustion of the air-fuel mixture in such a constant volume increase significantly. As these blades of the turbine rim continue to follow, they coincide with the inlets 20. The pressure partially drops, because part of the gas flows through the bypass channels 22, repeating the cycle in this vicious circle. Behind the inlet openings 20 of the bypass channels 22, the remaining part of the gas and air-fuel mixture in the spaces between these blades of the turbine rim 15 falls into the sections before the start of the exit sector windows 19 with the same constant volumes. The air-fuel mixture continues to burn under conditions of high compression. Pressure is generated from which the reactive force also creates torque on the impeller 4 when the gas exits through the output sector windows 19 and output devices (output devices not shown) to the atmosphere. Reactive force as the blades of the turbine rim 15 move from the beginning of the output sector windows 19 weakens, and when these blades approach the zones of coincidence of the sector windows of the input 16 and output 19 completely disappears. In these places, the purging of the gaps between the blades of the turbine crown 15 and their cooling begins.

Продувка осуществляется воздухом, который поступает через входные отверстия 29, направляющие лопатки 18, и нагнетается лопатками компрессорного венца 17 через входные секторные окна 16 на лопатки турбинного венца 15, после чего поток охлаждаемого воздуха выходит через выходные секторные окна 19 и выходные устройства в атмосферу. Поток охлаждаемого воздуха усиливается еще и газом за счет эжекции, так как он также выходит через выходные секторные окна 19 и выходные устройства в атмосферу.The purge is carried out by air, which enters through the inlet openings 29, the guide vanes 18, and is pumped by the blades of the compressor rim 17 through the inlet sectoral windows 16 onto the blades of the turbine rim 15, after which the flow of cooled air exits through the outlet sectoral windows 19 and outlet devices into the atmosphere. The flow of cooled air is also enhanced by gas due to ejection, since it also exits through the output sector windows 19 and the output devices into the atmosphere.

Охлажденные лопатки турбинного венца 15 из зоны секторных окон входных 16 и выходных 19 вновь подходят до выходных отверстий 13, где промежутки между ними вновь заполняются топливовоздушной смесью и цикл повторяется.The cooled blades of the turbine rim 15 from the area of the sector windows of the inlet 16 and outlet 19 again approach the outlet openings 13, where the gaps between them are again filled with the air-fuel mixture and the cycle repeats.

Наличие торцевых колец 25, 26, 27 на венцах 7, 17, лопаточного колеса 4 исключает осевое давление на подшипниках 6. Торцевые кольца 25, 26 могут отсутствовать в связи с низким давлением между соответствующими лопатками компрессорных венцов 7 и 17.The presence of the end rings 25, 26, 27 on the rims 7, 17, the impeller 4 excludes axial pressure on the bearings 6. The end rings 25, 26 may be absent due to the low pressure between the respective blades of the compressor rims 7 and 17.

Запуск двигателя может осуществляться непосредственно вращением лопаточного колеса 4 за вал 5, в этом случае процесс работы происходит так, как выше изложено в описании, или сжатым воздухом при его подводе к каналам перепуска 22 (подвод воздуха к каналам перепуска 22 не показан). Подобно газу воздух создает давление на лопатки турбинного венца 15 и вращает лопаточное колесо 4. Более того, заполняя промежутки между лопатками турбинного венца 15 через выходное окно 21 канала перепуска 22 и захватывая топливо из топливоподающего устройства 23, он образует топливовоздушную смесь, обеспечивая горение в камерах сгорания.The engine can be started directly by rotating the blade wheel 4 behind the shaft 5, in this case, the operation occurs as described above, or by compressed air when it is supplied to the bypass channels 22 (air supply to the bypass channels 22 is not shown). Like gas, air creates pressure on the blades of the turbine rim 15 and rotates the blade wheel 4. Moreover, filling the gaps between the blades of the turbine rim 15 through the outlet window 21 of the bypass channel 22 and capturing fuel from the fuel supply device 23, it forms a fuel-air mixture, providing combustion in the chambers combustion.

Выполнение улиток, примыкающих к внешнему контуру компрессорного венца лопаток, преобразовывает кинетическую энергию воздуха, создаваемую этими лопатками, в давление воздуха.The implementation of snails adjacent to the outer contour of the compressor rim of the blades converts the kinetic energy of the air created by these blades into air pressure.

Сопла, выполненные в выходных отверстиях, связанных через каналы и секторные проходы с улитками компрессора, давление воздуха преобразовывают в скорость движения воздуха.Nozzles made in the outlet openings connected through channels and sector passages with compressor snails convert air pressure to air velocity.

Расположение топливоподающих устройств в этих соплах создает соответствующую подачу топлива в промежутки между лопатками турбинного венца и интенсивное его перемешивание с воздухом.The location of the fuel supply devices in these nozzles creates a corresponding supply of fuel between the blades of the turbine rim and intensive mixing with air.

Выходные отверстия с соплами расположены у внутреннего контура венца турбинных лопаток. Это позволяет осуществлять движение топливовоздушному потоку в направлении от центра к периферии в соответствии с направлением действия центробежных сил.Outlets with nozzles are located at the inner contour of the rim of the turbine blades. This allows the movement of fuel-air flow in the direction from the center to the periphery in accordance with the direction of action of centrifugal forces.

В целом это повышает заполнение камер сгорания топливовоздушной смесью и качество этой смеси за счет повышения интенсивности перемешивания топлива с воздухом, что существенно увеличивает удельную мощность двигателя.In general, this increases the filling of the combustion chambers with a fuel-air mixture and the quality of this mixture by increasing the intensity of mixing fuel with air, which significantly increases the specific power of the engine.

Повышение заполнений камер сгорания интенсивно перемешанной топливовоздушной смесью существенно повышает степень сжатия особенно при горении топливовоздушной смеси на участках с квази постоянным объемом между отверстиями выходными и входными каналов перепуска, выходными отверстиями каналов перепуска и выходными секторными окнами.An increase in the fillings of the combustion chambers with an intensely mixed air-fuel mixture significantly increases the degree of compression, especially when burning the air-fuel mixture in areas with a quasi-constant volume between the openings of the outlet and inlet channels of the bypass, the outlet openings of the bypass channels and the output sector windows.

Повышение степени сжатия таким способом позволяет исключить многоступенчатый компрессор и существенно снизить частоту его вращения, что упрощает конструкцию, снижает массу, габариты, повышает надежность работы и компактность газотурбинного двигателя.Increasing the compression ratio in this way eliminates the multi-stage compressor and significantly reduces its rotation frequency, which simplifies the design, reduces weight, dimensions, increases the reliability and compactness of the gas turbine engine.

Соединение валов газотурбинных двигателей между собой, как из отдельных секций позволяет собрать набор на разную мощность, где один или несколько двигателей в процессе работы могут отключаться или включаться. Мощность, крутящий момент, частота вращения общего вала в таком наборе может изменяться в широком диапазоне.The connection of the shafts of gas turbine engines to each other, as from separate sections, allows you to assemble a set for different power, where one or more engines can be switched off or on during operation. Power, torque, frequency of rotation of the common shaft in such a set can vary over a wide range.

Одиночные двигатели и их наборы могут найти широкое применение в различных отраслях техники: в авиации, наземном и водном транспортах, стационарных установках, в частности, в летательных аппаратах, автомобилях, локомотивах, двигателях - генераторах.Single engines and their sets can be widely used in various branches of technology: in aviation, land and water transport, stationary installations, in particular, in aircraft, automobiles, locomotives, engines - generators.

Claims

A gas turbine engine containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, a blade wheel with compressor and turbine crowns, sector passages located in the housing along the rotation of the blade wheel, bypass channels with outlet openings made in the form of a nozzle, with fuel supply devices and inlets installed in them holes, behind which there are output sector windows and combined input sector windows made in the annular shell of the housing and adjacent to the inner the outline of the crown of turbine blades, characterized in that the casing is made of snails adjacent to the outer contour of the compressor rim of the blades, and the outlet openings made in the annular shell connected to the coils by sector passages and channels made in the casing are adjacent to the inner contour of the crown of turbine blades the outlet openings of the channels are made in the form of nozzles in which fuel supply devices are located.