RU2291305C2 - Internal combustion turbine engine - Google Patents
Internal combustion turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2291305C2 RU2291305C2 RU2004122603/06A RU2004122603A RU2291305C2 RU 2291305 C2 RU2291305 C2 RU 2291305C2 RU 2004122603/06 A RU2004122603/06 A RU 2004122603/06A RU 2004122603 A RU2004122603 A RU 2004122603A RU 2291305 C2 RU2291305 C2 RU 2291305C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- internal combustion
- combustion engine
- blades
- engine according
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, в частности к конструкциям силовых установок, включающим турбинные двигатели внутреннего сгорания.The invention relates to mechanical engineering, in particular to the designs of power plants, including turbine internal combustion engines.
Известен газотурбинный двигатель (патент RU №2096639), состоящий из корпуса с рабочими камерами, вала, ротора турбины с лопатками, центробежного компрессора, систем приготовления, подачи и зажигания горючей смеси в его корпусе, имеющем цилиндрическую форму, равномерно по окружности расположены рабочие камеры в количестве, кратном четырем, площади сечения которых имеют форму, соответственно в плоскостях совпадающих с осью корпуса, прямоугольников, а в плоскостях, перпендикулярных этой оси, круговых секторов, дисковая часть ротора турбины выполнена из равномерно чередующихся радиальных глухих выступов и впадин, в которых крепятся лопатки ротора также в виде круговых секторов, и при этом количество каждого из них равно одной второй от количества камер, а сумма их по окружности диска равна и составляет ее половину (180), в глухих же выступах, для обеспечения эффективного охлаждения ротора турбины, выполнены сквозные радиальные полости, а гладкие рабочие поверхности этих глухих выступов, находящихся в одной плоскости с боковыми поверхностями лопаток ротора двигателя и непосредственно прилегающих к его торцу со стороны открытых его рабочих камер, обеспечивают в процессе работы двигателя последовательное закрывание тех двух смежных камер, в которые подается и сгорает горючая смесь.Known gas turbine engine (patent RU No. 2096639), consisting of a housing with working chambers, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor, systems for preparing, supplying and igniting a combustible mixture in its housing having a cylindrical shape, the working chambers are uniformly located around the circumference a multiple of four, the cross-sectional areas of which are shaped, respectively, in planes coinciding with the axis of the casing, rectangles, and in planes perpendicular to this axis, circular sectors, the disk part of the turbine rotor flax from uniformly alternating radial blind protrusions and depressions, in which the rotor blades are also mounted in the form of circular sectors, and the number of each of them is equal to one second of the number of chambers, and their sum over the circumference of the disk is equal to half (180), in the blind protrusions, to ensure effective cooling of the turbine rotor, through radial cavities are made, and the smooth working surfaces of these blind protrusions are in the same plane as the side surfaces of the rotor blades of the engine and directly adjacent to its end face from the side of its open working chambers, they ensure the sequential closing of those two adjacent chambers into which the combustible mixture is fed and burned.
К недостаткам этого газотурбинного двигателя следует отнести сложность в изготовлении и низкий кпд.The disadvantages of this gas turbine engine include the difficulty in manufacturing and low efficiency.
Известен компрессорно-роторно-турбинный двигатель внутреннего сгорания (патент RU №2109969, 27.04.98, F 02 C 3/04). 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.Known compressor-rotor-turbine internal combustion engine (patent RU No. 2109969, 04/27/98, F 02 C 3/04). 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 working ring of the disk is optimally close to the shape of the jet nozzle, whose axis is tangent to the ring rotor and a hollow cone turbine is arranged on the reverse side of the disk, the back of which passes into a cylindrical exhaust nozzle, and the outer surface is supplied with gas channels, the side walls of which are formed by helical ribs originating from the hole of the disk ring and descending along the perforated part of the cylindrical exhaust nozzle, inside which there is a screw labyrinth with a variable pitch.
Недостатками данного технического решения является сложность в изготовлении и низкий кпд.The disadvantages of this technical solution is the difficulty in manufacturing and low efficiency.
В качестве прототипа выбран газотурбинный двигатель (патент RU №2161714), содержащий корпус, камеры сгорания с соплами, вал, ротор турбины с лопатками, центробежный компрессор с по меньшей мере двумя ступенями, системы подачи и зажигания горючей смеси и теплообменник с выхлопными патрубками, при этом количество камер сгорания кратно трем, одна ступень компрессора расположена по всей окружности, а вторая выполнена в виде двух симметрично расположенных относительно друг друга секторов с центральным углом по 90° каждый, причем ротор выполнен с глухим выступом, расположенным с возможностью перекрытия сопел камер сгорания.As a prototype, a gas turbine engine (RU Patent No. 2161714) was selected, 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, when this number of combustion chambers is a multiple of three, one 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 ° each, and the rotor is made with g uhim protrusion arranged to overlap the nozzles of the combustion chambers.
Недостатком данного технического решения является низкий кпд.The disadvantage of this technical solution is the low efficiency.
Задачей изобретения является повышение кпд двигателя.The objective of the invention is to increase engine efficiency.
Технический результат достигается тем, что турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит корпус, вал, турбину с радиальными лопатками, компрессор, камеру сгорания, систему подачи и зажигания горючей смеси, выхлопную систему, при этом, по меньшей мере, на одной поверхности турбины находится, по меньшей мере, один ряд дополнительных лопаток, а в поверхности корпуса, примыкающей к данной поверхности турбины, выполнены каналы-сопла, направляющие рабочие газы при совмещении с камерой сгорания из пространства, образованного радиальными лопатками, в пространство, образованное дополнительными лопатками. Причем ряды дополнительных лопаток выполнены в турбине и не выступают за пределы ее поверхностей. Каналы-сопла соединяют между собой смежные ряды дополнительных лопаток. Площадь сечения или количество каналов-сопел увеличивается для каждого последующего ряда дополнительных лопаток. В корпусе выполнен канал для отвода газов, соединяющий ближний к валу ряд дополнительных лопаток с выхлопной системой. В выхлопной системе установлено, по меньшей мере, одно сопло, подающее выхлопные газы на радиальные лопатки турбины. Камерой сгорания служит пространство, ограниченное двумя соседними радиальными лопатками. Турбина может иметь вид диска, на боковых поверхностях которого выполнены ряды дополнительных лопаток. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать несколько турбин в виде дисков, которые могут быть соединены между собой через блок шестерен и иметь разные обороты вращения. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде барабана, на котором установлены, по меньшей мере, одно основное кольцо с радиальными лопатками и, по меньшей мере, с одним рядом дополнительных лопаток, по меньшей мере, два дополнительных кольца, по меньшей мере, с одним рядом дополнительных лопаток, причем ряды дополнительных лопаток выполнены на боковых поверхностях основного кольца и на боковых и тангенциальных поверхностях дополнительных колец. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде цилиндра, на котором выполнены радиальные лопатки. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде конусного барабана, на котором выполнены радиальные лопатки. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде усеченного с двух сторон шара, на котором выполнены радиальные лопатки. При выполнении турбины в виде цилиндра, конусного барабана, усеченного с двух сторон шара ряды дополнительных лопаток выполнены на тангенциальной поверхности турбины по бокам от ряда радиальных лопаток.The technical result is achieved by the fact that the turbine internal combustion engine comprises a housing, a shaft, a turbine with radial blades, a compressor, a combustion chamber, a system for supplying and igniting a combustible mixture, an exhaust system, while at least one surface of the turbine is at least at least one row of additional blades, and in the casing surface adjacent to this turbine surface there are made nozzle channels directing the working gases when combined with the combustion chamber from the space formed by the radial atkami, in the space formed by additional blades. Moreover, the rows of additional blades are made in the turbine and do not protrude beyond its surfaces. The nozzle channels interconnect adjacent rows of additional blades. The cross-sectional area or number of nozzle channels increases for each subsequent row of additional blades. A channel for exhausting gas is made in the housing, connecting a series of additional vanes closest to the shaft with the exhaust system. At least one nozzle is installed in the exhaust system to supply exhaust gases to the radial blades of the turbine. The combustion chamber is a space bounded by two adjacent radial blades. The turbine may take the form of a disk, on the lateral surfaces of which rows of additional blades are made. A turbine internal combustion engine may contain several turbines in the form of disks, which can be interconnected through a block of gears and have different rotational speeds. The turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a drum on which at least one main ring with radial blades and at least one row of additional blades, at least two additional rings, at least with one row of additional blades, and the rows of additional blades are made on the side surfaces of the main ring and on the side and tangential surfaces of the additional rings. A turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a cylinder on which radial blades are made. A turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a conical drum, on which radial blades are made. A turbine internal combustion engine may comprise a turbine in the form of a ball truncated on both sides, on which radial blades are made. When making a turbine in the form of a cylinder, a cone drum, truncated on both sides of the ball, the rows of additional blades are made on the tangential surface of the turbine on the sides of the row of radial blades.
Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 показан разрез описываемого турбинного двигателя внутреннего сгорания; на фиг.2 - разрез А-А турбинного двигателя внутреннего сгорания; на фиг.3 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего две турбины в виде дисков, соединенные между собой через блок шестерен; на фиг.4 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде трех дисков; на фиг.5 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде барабана, на котором установлены кольца с лопатками; на фиг.6 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде цилиндра; на фиг.7 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде конусного барабана; на фиг.8 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде усеченного с двух сторон шара.Figure 1 shows a section of the described turbine internal combustion engine; figure 2 is a section aa of a turbine internal combustion engine; figure 3 is a section of a turbine internal combustion engine containing two turbines in the form of disks interconnected through a block of gears; figure 4 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of three disks; figure 5 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a drum on which rings with blades are installed; figure 6 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a cylinder; 7 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a conical drum; on Fig - section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a ball truncated on both sides.
Турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит корпус 1, вал 2, турбину 3 с радиальными лопатками 4 и дополнительными лопатками 5, компрессор 6, камеру сгорания 7, канал подачи воздуха 8, канал подачи топлива 9 и свечу зажигания 10, канал 11 для отвода газов в выхлопную систему 12, сопло 13, каналы-сопла 14. Турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит шестерни 15.An internal combustion turbine engine comprises a
Турбинный двигатель внутреннего сгорания работает следующим образом.A turbine internal combustion engine operates as follows.
При запуске двигателя и начале вращения вала 2 компрессор 6 нагнетает воздух через канал подачи воздуха 8 в пространство между радиальными лопатками 4 турбины 3, образующими камеру сгорания 7. Далее, при вращении турбины 3, камера сгорания 7 перемещается к каналу подачи топлива 9, где происходит подача топлива, в результате чего образуется горючая смесь. Горючая смесь, находясь в камере сгорания 7, перемещается к свече зажигания 10 и воспламеняется, в этот момент происходит резкое увеличение давления газов в камере сгорания 7. В момент, когда камера сгорания 7 совмещается с каналами-соплами 14, потоки рабочих газов направляются на ближний ряд дополнительных лопаток 5 и далее, при вращении, на смежные ряды дополнительных лопаток 5. Рабочие газы, попадая на дополнительные лопатки 5, воздействуют на них, придавая турбине 3 дополнительное ускорение, что способствует дальнейшему увеличению ее оборотов и мощности двигателя. Далее, при вращении турбины 3, газы попадают в канал 11 для их отвода в выхлопную систему 12. При этом выхлопные газы проходят через сопло 13, дополнительно подающее их перед выводом из двигателя на радиальные лопатки турбины.When starting the engine and the beginning of rotation of the
Заявляемое устройство с многократным использованием рабочих газов позволяет значительно увеличить кпд турбинного двигателя внутреннего сгорания.The inventive device with multiple use of working gases can significantly increase the efficiency of a turbine internal combustion engine.
Claims (16)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) | 2004-07-22 | 2004-07-22 | Internal combustion turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) | 2004-07-22 | 2004-07-22 | Internal combustion turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004122603A RU2004122603A (en) | 2006-01-27 |
RU2291305C2 true RU2291305C2 (en) | 2007-01-10 |
Family
ID=36047231
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) | 2004-07-22 | 2004-07-22 | Internal combustion turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2291305C2 (en) |
-
2004
- 2004-07-22 RU RU2004122603/06A patent/RU2291305C2/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004122603A (en) | 2006-01-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR102126882B1 (en) | Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same | |
US11339677B2 (en) | Ring segment and gas turbine including the same | |
RU98102924A (en) | ROTARY INTERNAL COMBUSTION ENGINE | |
US3145533A (en) | Jet-thrust internal combustion engine | |
US4354462A (en) | Internal combustion engine | |
KR20100096116A (en) | Rotary mechanically reciprocated sliding metal vane air pump and boundary layer gas turbines integrated with a pulse gas turbine engine system | |
US8056529B2 (en) | Rotary internal combustion engine for combusting low cetane fuels | |
RU2291305C2 (en) | Internal combustion turbine engine | |
KR20100045990A (en) | Rotary internal combustion engine | |
RU52930U1 (en) | TURBINE INTERNAL COMBUSTION ENGINE | |
US11499440B2 (en) | Turbine vane and gas turbine including the same | |
KR102319765B1 (en) | Gas turbine | |
RU2096639C1 (en) | Gas-turbine engine | |
EP3460194B1 (en) | Gas turbine | |
EP3456922B1 (en) | Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine | |
RU2161714C2 (en) | Gas-turbine engine | |
US4757682A (en) | Axial flow turbine | |
RU2362034C2 (en) | Pulse gas-turbine engine (versions) | |
RU2289028C2 (en) | Gas-turbine engine | |
US3955360A (en) | Integrated flow washboard turbine | |
RU2720574C1 (en) | Rotary-flywheel internal combustion engine | |
RU2109969C1 (en) | Internal combustion air-injection-rotor-turbine engine | |
US10995668B2 (en) | Turbine vane, turbine, and gas turbine including the same | |
US20200056613A1 (en) | External Lobe Rotary Compressor, Expander, or Engine | |
US20230017328A1 (en) | Turbine nozzle assembly and gas turbine including the same |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070723 |