RU2338906C1 - Gas turbine engine - Google Patents

Gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2338906C1
RU2338906C1 RU2007108969/06A RU2007108969A RU2338906C1 RU 2338906 C1 RU2338906 C1 RU 2338906C1 RU 2007108969/06 A RU2007108969/06 A RU 2007108969/06A RU 2007108969 A RU2007108969 A RU 2007108969A RU 2338906 C1 RU2338906 C1 RU 2338906C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
openings
bypass channels
channels
outlet
inlet
Prior art date
Application number
RU2007108969/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Иванович Коминов (RU)
Виталий Иванович Коминов
Original Assignee
Виталий Иванович Коминов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Виталий Иванович Коминов filed Critical Виталий Иванович Коминов
Priority to RU2007108969/06A priority Critical patent/RU2338906C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2338906C1 publication Critical patent/RU2338906C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: gas turbine engine incorporates combustion chambers, fuel feed and ignite devices, turbine wheel with its rim outer surface adjoining the case cylindrical part. The outlet holes are arranged on the case faces. The by-pass channels are furnished with inlet and outlet holes arranged along the rotation of the turbine wheel the aforesaid representing the nozzles. The outlet sector openings are partially aligned with the holes arranged in the housing circular shell rings adjoining the turbine wheel rim inner edges. The housing cylindrical part is furnished with direct by-pass channel inlets arranged along the turbine wheel direction. The aforesaid housing part accommodates also the outlet sector openings and inlets communicating with the diffusers whereto the direct by-pass channel outlets pass. The said inlets represent the nozzles furnished with the fuel feed devices. Note that the said case part is also provided with the by-pass channels with inlets and outlets and with outlet holes. The aforesaid fuel feed devices are arranged between the said inlet holes and by-pass channels.
EFFECT: reduced drag and higher specific power output.
3 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям.The invention relates to turbine construction, in particular to gas turbine engines.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ПВРД, (см. Максай А.В. и Полянский Н.И. Военное издательство Военного Министерства Союза ССР. Москва - 1950. Теория авиационных двигателей, стр.352, фиг.220 - аналог). Этот двигатель содержит по ходу движения рабочего тела входное, топливоподающее и поджигающее устройства, камеру сгорания и сопло, установленные на летательном аппарате. Работает такой двигатель без компрессора за счет торможения встречного потока воздуха. Воздух используется для образования рабочей смеси. Давление напора воздуха используется для сжатия смеси в камере сгорания и создания реакции силы тяги - реактивной силы, возникающей при выходе продуктов сгорания из сопла. Недостатками такого двигателя являются неработоспособность на месте и неэффективная его работа на малых скоростях полета из-за низкого давления рабочего тела в открытой камере сгорания, что существенно ограничивает его применение.Known ramjet engine, ramjet, (see Maksai A.V. and Polyansky N.I. Military Publishing House of the Military Ministry of the USSR. Moscow - 1950. Theory of aircraft engines, p. 352, Fig. 220 - analogue). This engine contains, in the direction of movement of the working fluid, an input, fuel supply and ignition device, a combustion chamber and a nozzle mounted on an aircraft. Such an engine works without a compressor due to braking of the oncoming air flow. Air is used to form a working mixture. The pressure of the air pressure is used to compress the mixture in the combustion chamber and create a reaction of the traction force - the reactive force that occurs when the combustion products exit the nozzle. The disadvantages of this engine are inoperability on the spot and its inefficient operation at low flight speeds due to the low pressure of the working fluid in the open combustion chamber, which significantly limits its use.
Известен газотурбинный двигатель (см. патент 1764374. К. F02С 5/00 - прототип), содержащий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо с компрессорными и турбинными венцами, соединенными друг с другом по ходу рабочего тела секторными проходами, размещенными в корпусе. Каналы перепуска выполнены в корпусе и имеют расположенные по ходу вращения лопаточного колеса входные и выходные отверстия, частично совмещенные отверстия 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 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.Known gas turbine engine (see patent 1764374. K. F02C 5/00 - prototype), containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings located at the ends of the housing, in which there is a blade wheel with compressor and turbine rims connected to each other another along the working fluid sector passages located in the housing. The bypass channels are made in the casing and have inlet and outlet openings located along the blade wheel rotation, partially aligned openings and sectoral exit windows made, respectively, in the annular casing 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 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.
Недостатками этого газотурбинного двигателя являются сложность конструкции, большие гидравлические потери из-за поворотов рабочего тела в процессе движения, снижающие удельную мощность, и узкие функции двигателя.The disadvantages of this gas turbine engine are design complexity, large hydraulic losses due to rotations of the working fluid during movement, which reduce specific power, and narrow engine functions.
Задачей изобретения является упрощение конструкции, снижение гидравлических потерь и увеличение удельной мощности, расширение функций двигателя.The objective of the invention is to simplify the design, reduce hydraulic losses and increase specific power, expanding engine functions.
Поставленная задача достигается тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо, примыкающее наружным контуром венцов к цилиндрической части корпуса, в которой выполнены каналы перепуска с входными отверстиями и выходными отверстиями, выполненными в виде сопла, входные отверстия, выходные секторные окна, частично совмещенные с отверстиями, выполненными в кольцевых обечайках корпуса, примыкающих к внутреннему контуру венцов лопаточного колеса , согласно изобретению в цилиндрической части корпуса выполнены в виде диффузоров входные отверстия каналов прямого перепуска, за ними по ходу вращения лопаточного колеса расположены выходные секторные окна и входные отверстия, связанные с выполненными диффузорами, в которые установлены выходные отверстия каналов прямого перепуска, выполненные в виде сопла с установленными в них топливоподающими устройствами, расположены каналы перепуска с входными и выходными отверстиями и выполнены выходные отверстия, а между входными отверстиями и каналами перепуска расположены топливоподающие устройства. Это позволяет упростить конструкцию, уменьшить гидравлические потери и увеличить удельную мощность двигателя.The problem is achieved in that in a gas turbine engine containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings located at the ends of the casing, in which a blade wheel is installed adjacent to the cylindrical part of the casing by the outer contour of the crowns, in which bypass channels with inlet openings are made and outlet openings made in the form of a nozzle, inlet openings, output sector windows partially aligned with openings made in the ring shells of the body, etc. inlet of the blade wheel crowns, according to the invention, in the cylindrical part of the casing, inlets of direct bypass channels are made in the form of diffusers, followed by output sector windows and inlet openings associated with the made diffusers into which outlet openings of channels are arranged in the form of diffusers direct bypass, made in the form of a nozzle with fuel supply devices installed in them, bypass channels with inlet and outlet openings and Execute the outlets, and between the inlet openings and bypass channels arranged fuel feed device. This allows to simplify the design, reduce hydraulic losses and increase the specific power of the engine.
Расширение функций двигателя достигается тем, что выполнены выходные отверстия в цилиндрической части корпуса между выходными отверстиями и входными отверстиями каналов прямого перепуска и между последними и каналами перепуска в кольцевой обечайке, выходные отверстия снабжены регуляторами потока газа и соплами, направленными параллельно ходу воздуха в диффузорах и под углом к этому направлению, входные отверстия в торцах корпуса снабжены диффузорами, направленными так же, как и диффузоры, связанные с входными отверстиями, в каналах прямого перепуска установлены регуляторы потока газа, между входными отверстиями и каналами перепуска расположены топливоподающие устройства, а каналы перепуска снабжены выходными отверстиями, выполненными в виде сопла, направленными против вращения лопаточного колеса, и регуляторами перевода потока газа в сопла отверстий прямого или обратного направления.The expansion of engine functions is achieved by the fact that the outlet openings are made in the cylindrical part of the body between the outlet openings and the inlet openings of the direct bypass channels and between the latter and the bypass channels in the annular shell, the outlet openings are equipped with gas flow regulators and nozzles directed parallel to the air flow in the diffusers and under angle to this direction, the inlets at the ends of the housing are equipped with diffusers directed in the same way as the diffusers associated with the inlets in the channels For direct bypass, gas flow regulators are installed, fuel supply devices are located between the inlet openings and bypass channels, and the bypass channels are equipped with nozzle outlets directed against the rotation of the blade wheel and regulators for transferring the gas flow into the nozzles of the forward or reverse openings.
На фиг.1,3 схематично изображен газотурбинный двигатель, в разрезе по его продольной оси А-А, на фиг.2, 4 - в поперечных разрезах по Б-Б, на фиг.5 выполнен вид В и на фиг.6 показаны каналы перепуска с соплами выходных отверстий прямого и обратного направления. Повторяющиеся позиции одинаковых деталей показаны не на всех чертежах. Конструкция двигателя симметрична относительно плоскости, перпендикулярной оси, проходящей через его центр.In Fig.1.3 schematically shows a gas turbine engine, in section along its longitudinal axis aa, in Fig.2, 4 - in transverse sections along BB, Fig.5 is a view In and Fig.6 shows the channels bypass with nozzles of the outlet holes of the forward and reverse directions. Duplicate positions of identical parts are not shown in all drawings. The design of the engine is symmetrical about a plane perpendicular to the axis passing through its center.
Газотурбинный двигатель содержит корпус 1, включающий крышки 2 и 3 цилиндрической формы, на торцах которых в центральной части выполнены входные отверстия 4 и кольцевые обечайки 5 с отверстиями 6. Лопаточное колесо 7 с лопатками 8 на валу 9 с подшипниками 10, установленное в корпусе 1. Венцы лопаточного колеса 7 по внутреннему контуру примыкают к обечайкам 5, а по наружному - к цилиндрической части корпуса 1. На торцах венцов лопаточного колеса 7 закреплены плоские бандажные кольца 11, закрывающие с боковых сторон промежутки между лопатками 8 камер сгорания 12. Каналы прямого перепуска 13 с входными отверстиями 14, выполненными в цилиндрической части корпуса 1 в виде диффузоров. Выходные отверстия 15 каналов прямого перепуска 13 выполнены в виде сопла, в них установлены топливоподающие устройства 16. По ходу вращения лопаточного колеса 7, по указанной стрелке, в цилиндрической части корпуса 1 расположены после входных отверстий 14 выходные секторные окна 17, совпадающие с отверстиями 6, которые частично продлены по ходу лопаточного колеса 7 относительно этих выходных секторных окон 17. Входные отверстия 18, связанные с выполненными диффузорами 19, в которые установлены сопла выходных отверстий 15 каналов прямого перепуска 13. Каналы перепуска 20, выходные отверстия которых направлены по ходу вращения лопаточного колеса. Поджигающие устройства 21, расположенные перед каналами перепуска 20. Выходные отверстия 22. Топливоподающие устройства 23, установленные в кольцевых обечайках 5, между входными отверстиями 18 и поджигающими устройствами 21. Топливоподающие устройства могут быть установлены, напротив, в цилиндрической части корпуса 1, а каналы перепуска 20 могут быть продлены в сторону выходных отверстий 22.The gas turbine engine comprises a housing 1, including cylindrical covers 2 and 3, at the ends of which in the central part there are inlet openings 4 and annular shells 5 with openings 6. The blade wheel 7 with blades 8 on the shaft 9 with bearings 10 installed in the housing 1. The crowns of the impeller 7 on the inner contour are adjacent to the shells 5, and on the outside - on the cylindrical part of the housing 1. At the ends of the crowns of the impeller 7 there are fixed flat retaining rings 11 that cover the gaps between the blades 8 of the chambers burning out 12. The channels direct the bypass 13 with the inlets 14 formed in the cylindrical portion of the housing 1 in the form of diffusers. The outlet openings 15 of the direct bypass channels 13 are made in the form of a nozzle, fuel supply devices 16 are installed in them. In the direction of the blade wheel 7, in the indicated arrow, after the inlet openings 14, output sector windows 17 are located in the cylindrical part of the casing 1 and coincide with the openings 6, which are partially extended along the blade wheel 7 relative to these output sector windows 17. Inlet openings 18 associated with the made diffusers 19, in which nozzles of the outlet openings 15 of the direct bypass channels are installed 13. Bypass channels 20, the outlet openings of which are directed along the rotation of the blade wheel. The ignition devices 21 located in front of the bypass channels 20. The outlet openings 22. The fuel supply devices 23 installed in the annular shells 5 between the inlet holes 18 and the ignition devices 21. The fuel supply devices can be installed, on the contrary, in the cylindrical part of the housing 1, and the bypass channels 20 may be extended towards the outlet openings 22.
В газотурбинном двигателе, показанном на фиг.3, 4 и фиг.5, за выходными отверстиями 22 по ходу вращения лопаточного колеса 7 расположены выходные отверстия 24. Выходные отверстия 22, 24 снабжены регуляторами газового потока соответственно 25, 26 и соплами, из них сопла выходных отверстий 22 направлены в сторону движения воздуха в диффузорах 19, а сопла выходных отверстий 24 направлены под углом к этому направлению. Входные отверстия 4 связаны с выполненными диффузорами 27, направленными так же, как и диффузоры 19. В кольцевых обечайках 5 между каналами перепуска 20 и входными отверстиями 14 каналов прямого перепуска 13 выполнены выходные отверстия 28. Эти выходные отверстия 28 связаны с соплами 29 и 30. Сопла 29 и 30 снабжены регуляторами газового потока соответственно 31 и 32. В каналах прямого перепуска 13 установлены регуляторы 33. Выходные отверстия каналов перепуска 20 (фиг.6) выполнены в виде сопла, направлены против вращения лопаточного колеса 7 и снабжены регуляторами 34, установленными на шарнирах 35 перевода потока газа, как в сопла отверстий, направленных по ходу, так и в сопла отверстий, направленных против хода лопаточного колеса 7. На торцах корпуса 1 выполнены вентиляционные отверстия 36.In the gas turbine engine shown in FIGS. 3, 4 and FIG. 5, outlet openings 24 are located behind the outlet openings 22 in the direction of rotation of the blade wheel 7. Outlets 22, 24 are provided with gas flow controllers 25, 26 and nozzles, of which nozzles the outlet openings 22 are directed toward the air in the diffusers 19, and the nozzles of the outlet openings 24 are directed at an angle to this direction. The inlet openings 4 are connected to the made diffusers 27, directed in the same way as the diffusers 19. In the annular shells 5 between the bypass channels 20 and the inlet openings 14 of the direct bypass channels 13, outlet openings 28 are made. These outlet openings 28 are connected to nozzles 29 and 30. The nozzles 29 and 30 are equipped with gas flow controllers 31 and 32, respectively. Regulators 33 are installed in the direct bypass channels 13. The outlet openings of the bypass channels 20 (Fig. 6) are made in the form of a nozzle directed against the rotation of the blade wheel 7 and are equipped with a regulator tori 34 mounted on hinges 35 for translating the gas flow, both in the nozzle of the holes directed downstream and in the nozzle of the holes directed against the stroke of the blade wheel 7. At the ends of the housing 1 there are ventilation holes 36.
Газотурбинный двигатель работает следующим образом.The gas turbine engine operates as follows.
Раскручивается лопаточное колесо 7 (фиг.1, 2) по указанной стрелке. Воздух через диффузоры 19 поступает во входные отверстия 18 и дальше в камеры сгорания 12. Под действием центробежных сил в камеры сгорания 12 воздух поступает и через входные отверстия 4, отверстия 6 и выходит через выходные секторные окна 17. После прохода лопатками 8 секторных окон 17 отверстия 6 остаются еще открытыми из-за их относительного продления, поэтому воздух еще продолжает нагнетаться в камеры сгорания 12 до полного прохода лопатками 8 отверстий 6. Давление воздуха в камерах сгорания 12 возрастает, но оно остается меньше напора потока, проходящего через входные отверстия 18. При прохождении камерами сгорания 12 топливоподающих устройств 23 воздух смешивается с топливом, образуя топливовоздушную смесь, которая поджигается устройствами 21. При горении топлива давление в камерах сгорания повышается, часть газа в обратном направлении через каналы перепуска 20 переходит в следующие камеры сгорания 12, повышает в них степень сжатия смеси и ее поджигает. После поджигания смеси горение ее становится постоянным, поэтому поджигающие устройства 21 отключаются. Циркуляция газа через каналы перепуска 20, проходя через сопла на выходе из него, создает давление на лопатки 8 в сторону их движения. В удлиненном варианте каналов перепуска 20 газ в эти каналы поступает из камер сгорания 12, где топливо сгорело и образовалось максимальное давление газа, что в большей мере должно повышать эффективность горения топлива. Точная длина каналов перепуска 20 может быть определена экспериментально. После каналов перепуска 20 камеры сгорания 12 совпадают с выходными отверстиями 22. Газ выходит через них под давлением, образуя реактивные силы, приложенные к лопаточному колесу 7, которые создают крутящий момент на валу 9. В камерах сгорания 12 после их прохождения выходных отверстий 22 остается газ с пониженным давлением, который не использован для образования крутящего момента на валу 9. Он под действием центробежных сил нагнетается из камеры сгорания 12 при совпадении их с входными отверстиями 14 в эти отверстия - диффузоры. Дальше по каналам прямого перепуска 13 газ поступает в сопла выходных отверстий 15. На выходе из них создается эжекция, где кинетической энергией потока газа происходит нагнетание в камеры сгорания 12 воздуха, проходящего диффузоры 19, и топлива из топливоподающих устройств 16. Цикл запуска и принудительное вращение вала 9 на этом заканчиваются. Топливоподающие устройства 23 могут отключаться или оставаться включенными в зависимости от подачи топлива топливоподающими устройствами 16. В следующих циклах подогретое топливо в выходных отверстиях 15 в интенсивно перемешанном виде с воздухом и газом заполняет камеры сгорания 12. Газ, оставшийся в камерах сгорания 12, после прохождения входных отверстий 14 каналов прямого перепуска 13 вместе с воздухом, поступающим через входные отверстия 4 и отверстия 6, вытесняется центробежной силой через выходные секторные окна 17. Происходит продувка и охлаждение камер сгорания 12 воздухом, который после прохождения секторных окон 17 продолжает нагнетаться в них. Величина давления воздуха в камерах сгорания 12 определяется совпадением отверстий 6 с выходными секторными окнами 17, таким, чтобы не препятствовать поступлению в камеры сгорания 12 смеси газа, воздуха и топлива через входные отверстия 18. Поступление такой смеси через входные отверстия 18 осуществляет и дополнительное охлаждение камер сгорания 12, так как температура газа, воздуха и топлива ниже температуры в камерах сгорания 12 при их заполнении.Spin the blade wheel 7 (Fig.1, 2) in the direction of the arrow. Air through the diffusers 19 enters the inlet openings 18 and further into the combustion chambers 12. Under the action of centrifugal forces, the air enters the combustion chambers 12 through the inlet openings 4, openings 6 and exits through the exit sector windows 17. After the blades 8 pass through the sector windows 17, the holes 6 remain open due to their relative extension, therefore, air still continues to be pumped into the combustion chambers 12 until the blades 8 completely pass through the holes 6. The air pressure in the combustion chambers 12 increases, but it remains less than the flow head, etc. passing through the inlet 18. When the combustion chambers 12 pass the fuel supply devices 23, the air mixes with the fuel, forming a fuel-air mixture, which is ignited by the devices 21. When the fuel burns, the pressure in the combustion chambers rises, part of the gas in the opposite direction passes through the bypass channels 20 to the following chambers combustion 12, increases the degree of compression of the mixture and sets it on fire. After igniting the mixture, its combustion becomes constant, therefore, the ignition devices 21 are turned off. The circulation of gas through the bypass channels 20, passing through the nozzles at the outlet of it, creates pressure on the blades 8 in the direction of their movement. In an elongated version of the bypass channels 20, gas enters these channels from the combustion chambers 12, where the fuel is burnt out and the maximum gas pressure is generated, which should increase the fuel combustion efficiency to a greater extent. The exact length of the bypass channels 20 can be determined experimentally. After the bypass channels 20, the combustion chambers 12 coincide with the outlet openings 22. Gas exits through them under pressure, forming reactive forces applied to the impeller 7, which create a torque on the shaft 9. In the combustion chambers 12, gas remains after the passage of the outlet openings 22 with reduced pressure, which is not used to generate torque on the shaft 9. It is pumped out from the combustion chamber 12 under the action of centrifugal forces when they coincide with the inlet openings 14 into these openings - diffusers. Further, through the direct bypass channels 13, gas enters the nozzles of the outlet openings 15. An ejection is created at the exit from them, where the kinetic energy of the gas stream is injected into the combustion chambers 12 of the air passing the diffusers 19 and the fuel from the fuel supply devices 16. The start cycle and forced rotation shaft 9 on this end. Fuel supply devices 23 may be switched off or remain turned on depending on fuel supply by fuel supply devices 16. In the following cycles, heated fuel in the outlet openings 15 in an intensively mixed form with air and gas fills the combustion chambers 12. The gas remaining in the combustion chambers 12 after passing the inlet the openings 14 of the direct bypass channels 13 together with the air entering through the inlet openings 4 and the openings 6, are forced out by centrifugal force through the output sector windows 17. There is a purge and cooling of the combustion chambers 12 with air, which after passing through the sector windows 17 continues to be pumped into them. The value of the air pressure in the combustion chambers 12 is determined by the coincidence of the openings 6 with the output sector windows 17, so as not to impede the flow of gas, air and fuel into the combustion chambers 12 through the inlet openings 18. Such a mixture through the inlet openings 18 also provides additional cooling of the chambers combustion 12, since the temperature of the gas, air and fuel is lower than the temperature in the combustion chambers 12 when they are filled.
В газотурбинном двигателе (фиг.3, 4, 5 и 6) газ с высоким давлением из камер сгорания 12 выходит через сопла выходных отверстий 22, 24 в цилиндрической части корпуса 1 по наружному контуру венцов лопаточного колеса 7. Через выходные отверстия 28 и сопла 29, 30 по внутреннему контуру. Величина окружной скорости на внутреннем контуре значительно меньше, чем на наружном контуре. Это влияет на реактивные силы, приложенные к лопаточному колесу 7, возникающие от движения потока газа в соплах 22, 24 и в соплах 29, 30. Величина реактивных сил зависит и от величины нагрузки на вал 9. С увеличением такой нагрузки окружная скорость вращения лопаток 8 уменьшается, разница между этой скоростью и скоростью истечения газа из сопла увеличивается, соответственно увеличиваются и реактивные силы. Управление реактивными силами в направлениях, определяемых соплами, осуществляется регуляторами потока газа по наружному контуру 25, 26 и по внутреннему контуру 31, 32. Количество воздуха, поступающего через диффузоры 19, подаваемого эжекцией через входные отверстия 18 в камеры сгорания 12, устанавливается регуляторами потока газа 33 в каналах прямого перепуска 13 в сочетании с другими регуляторами, устанавливающими потоки газа в соплах 22, 24 и 29, 30. Для увеличения подачи воздуха регуляторами 33 каналы прямого перепуска 13 открываются больше, а другие регуляторы соответственно закрываются, уменьшая расход газа через действующие, не перекрытые, сопла. При большом встречном потоке воздуха, поступающего через диффузоры 19 и 27, обеспечивающего нормальное давление в камерах сгорания 12, каналы прямого перепуска регуляторами 33 могут быть полностью перекрыты. В этих случаях через входные отверстия 18 в камеры сгорания 12 поступает только воздух, без газа. Если его давление в камерах сгорания 12 понизится, то все равно степень сжатия будет нормальной из-за поступления большего количества газа через каналы перепуска 20. Если нагрузка на вал 9 окажется низкой, окружная скорость вращения лопаток 8 высокой и разница скоростей окружной и выхода газа из сопла станет небольшой, не достаточной для образования необходимых реактивных сил, то в таких случаях поворотом регуляторов 34 на шарнирах 35 сопла выходных отверстий каналов перепуска 20, направленных по ходу вращения лопаточного колеса 7, закрываются, а сопла выходных отверстий, направленных против вращения лопаточного колеса 7, открываются. Потоки газа, проходящие через каналы перепуска 20, начнут давить на лопатки 8 против их движения и уменьшать окружную скорость лопаточного колеса 7. Реактивные силы из-за увеличения указанной разницы скоростей начнут увеличиваться. Охлаждение двигателя осуществляется контактом лопаточного колеса 7 с воздухом и через вентиляционные отверстия 36.In a gas turbine engine (FIGS. 3, 4, 5 and 6), high-pressure gas leaves the combustion chambers 12 through the nozzles of the outlet openings 22, 24 in the cylindrical part of the housing 1 along the outer contour of the crowns of the blade wheel 7. Through the outlet openings 28 and the nozzle 29 , 30 along the inner contour. The value of the peripheral speed on the inner loop is much less than on the outer loop. This affects the reactive forces applied to the impeller 7, arising from the movement of the gas flow in the nozzles 22, 24 and in the nozzles 29, 30. The magnitude of the reactive forces depends on the magnitude of the load on the shaft 9. With an increase in such load, the peripheral speed of rotation of the blades 8 decreases, the difference between this velocity and the rate of gas outflow from the nozzle increases, and the reaction forces increase accordingly. The control of reactive forces in the directions determined by the nozzles is carried out by gas flow regulators along the external circuit 25, 26 and along the internal circuit 31, 32. The amount of air supplied through the diffusers 19, supplied by ejection through the inlet openings 18 to the combustion chambers 12, is set by the gas flow regulators 33 in the direct bypass channels 13 in combination with other regulators that set the gas flows in the nozzles 22, 24 and 29, 30. To increase the air supply by the regulators 33, the direct bypass channels 13 open more, while others controllers respectively are closed, decreasing the gas flow rate through acting not overlapped nozzle. With a large counter flow of air entering through the diffusers 19 and 27, providing normal pressure in the combustion chambers 12, the direct bypass channels by the regulators 33 can be completely blocked. In these cases, only air is supplied through the inlet openings 18 to the combustion chambers 12, without gas. If its pressure in the combustion chambers 12 decreases, all the same, the compression ratio will be normal due to the flow of more gas through the bypass channels 20. If the load on the shaft 9 is low, the peripheral speed of rotation of the blades 8 is high and the difference in the speeds of the peripheral and gas exit from the nozzle becomes small, not sufficient for the formation of the necessary reactive forces, in such cases, by turning the regulators 34 on the hinges 35, the nozzles of the outlet openings of the bypass channels 20, directed along the rotation of the blade wheel 7, are closed, and the nozzles of the outlet openings directed against the rotation of the blade wheel 7 open. The gas flows passing through the bypass channels 20 will begin to put pressure on the blades 8 against their movement and reduce the peripheral speed of the impeller 7. The reaction forces will begin to increase due to an increase in the indicated speed difference. The engine is cooled by the contact of the blade wheel 7 with air and through the ventilation holes 36.
Таким образом, конструкция двигателя упрощается тем, что выполнены каналы прямого перепуска для нагнетания воздуха и топлива в камеры сгорания. Удельная мощность двигателя повышается снижением гидравлических потерь, циркуляцией неиспользованного газа в направлении движения рабочего тела. Энергия газа повышается при входе в каналы прямого перепуска центробежной силой, а на выходе из них путем эжекции преобразовывается в нагнетание воздуха и топлива в камеры сгорания. Удельная мощность повышается и за счет использования энергии потока воздуха, поступающего в диффузоры двигателя. Направление вращения лопаточного колеса совпадает с направлением движения встречного потока воздуха, скорость которого возрастает в диффузорах. Лобовое сопротивление встречного потока воздуха растет примерно в квадрате скорости его движения. Составляет такое лобовое сопротивление лопаточное колесо. От действия потока воздуха камеры сгорания с меньшей затратой энергии более интенсивно заполняются воздухом, в том числе и проходящим через диффузоры, связанные с входными отверстиями в торцах корпуса.Thus, the engine design is simplified by the fact that direct bypass channels are made for forcing air and fuel into the combustion chambers. The specific power of the engine is increased by reducing hydraulic losses, by circulating unused gas in the direction of movement of the working fluid. The energy of the gas increases at the entrance to the direct bypass channels by centrifugal force, and at the exit from them by ejection it is converted into air and fuel injection into the combustion chambers. Specific power is increased due to the use of energy from the air flow entering the engine diffusers. The direction of rotation of the blade wheel coincides with the direction of movement of the oncoming air stream, the speed of which increases in the diffusers. The frontal resistance of the oncoming air flow grows approximately in the square of its speed. The impeller is such a drag. From the action of the air flow, the combustion chambers with less energy are more intensively filled with air, including passing through diffusers associated with the inlets at the ends of the housing.
Расширение функций двигателя достигается тем, что увеличено количество выходных отверстий с соплами, выполненными в цилиндрической части корпуса и в кольцевых обечайках, направленными по ходу воздуха в диффузорах и под углом к этому направлению. Установка регуляторов потока газа позволяет создавать необходимые режимы работы двигателя в различных положениях и условиях. Расположение топливоподающих устройств между входными отверстиями, выполненными в цилиндрической части корпуса, и каналами перепуска позволяет использовать различные виды топлива, повысить надежность запуска и работы двигателя.The expansion of engine functions is achieved by increasing the number of outlet openings with nozzles made in the cylindrical part of the body and in the annular shells, directed along the air flow in the diffusers and at an angle to this direction. The installation of gas flow regulators allows you to create the necessary engine operating modes in various positions and conditions. The location of the fuel supply devices between the inlets made in the cylindrical part of the housing and the bypass channels allows the use of various types of fuel, to increase the reliability of engine starting and operation.
Газотурбинный двигатель может применяться в различных областях, в том числе в авиации, наземном, водном транспортах. В частности, в стационарных установках, автомобилях, тракторах, в транспортных средствах типа на воздушной подушке, снегоходах, катерах. В воздушном транспорте, на самолетах, особенно турбовинтовых, где нагрузкой на вал двигателя является вращение винта самолета, которое выгодно сочетается с образованием реактивных сил тяги. Такое же сочетание возможно и на вертолетах. Самолет с таким двигателем при полете по горизонтальной траектории сможет понижать скорость полета без изменения высоты, а взлетать и приземляться на небольшие участки, что ко всему повышает и безопасность полета.The gas turbine engine can be used in various fields, including aviation, land, water transport. In particular, in stationary installations, cars, tractors, in vehicles such as hovercraft, snowmobiles, boats. In air transport, on airplanes, especially turboprops, where the load on the engine shaft is the rotation of the aircraft propeller, which is advantageously combined with the formation of reactive thrust. The same combination is possible on helicopters. A plane with such an engine, when flying along a horizontal trajectory, will be able to lower the flight speed without changing its altitude, and take off and land in small sections, which also increases flight safety.
По аналогии этого двигателя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, ПВРД, можно считать, что реактивная сила Р его определяется уравнением 1, а скорость потока газа в соплах уравнением 2.By analogy of this engine with a ramjet engine, ramjet engine, we can assume that its reactive force P is determined by equation 1, and the gas flow rate in the nozzles by equation 2.
G - секундный расход топлива;G - second fuel consumption;
Vг - скорость потока газа в соплах;V g is the gas flow rate in the nozzles;
1.
Figure 00000002
one.
Figure 00000002
Vo - окружная скорость лопаточного колеса;V o - peripheral speed of the blade wheel;
g - ускорение силы тяжести;g is the acceleration of gravity;
2.
Figure 00000003
2.
Figure 00000003
Тz - температура в камерах сгорания;T z - temperature in the combustion chambers;
То - температура окружающей среды;T about - ambient temperature;
К - коэффициент, учитывающий потери скорости в двигателе.K - coefficient taking into account the loss of speed in the engine.
Из первого уравнения следует, что при Vo, равной нулю, лопаточное колесо не вращается и реактивные силы тяги равны нулю. Максимальное значение реактивных сил тяги создается при значении Vo, находящейся в интервале Vг>Vo>0. Отношения Tzо имеют высокие значения, потому что горение топлива происходит при высокой степени сжатия горючей смеси, при постоянном объеме, в закрытых камерах сгорания, и достаточном их охлаждении. Потери скорости в двигателе незначительны, поэтому коэффициент К близок к единице. Из второго уравнения следует, что скорость газов в соплах по условиям прохождения рабочего процесса в двигателе значительно превышает окружную скорость вращения лопаточного колеса. Разницу этих скоростей увеличивает нагрузка на валу двигателя. В отличие от ПВРД предлагаемый двигатель на месте может создавать крутящий момент, реактивные силы и иметь повышенные характеристики, в том числе и на малых скоростях полета при установке его в летательных аппаратах.From the first equation it follows that when V o equal to zero, the blade wheel does not rotate and the reactive thrust forces are equal to zero. The maximum value of the reactive forces of traction is created when the value of V o located in the range of V g > V o > 0. The T z / T о ratios are high because the combustion of the fuel occurs with a high degree of compression of the combustible mixture, with a constant volume, in closed combustion chambers, and sufficient cooling. The loss of speed in the engine is negligible, therefore, the coefficient K is close to unity. From the second equation it follows that the gas velocity in the nozzles under the conditions of the working process in the engine significantly exceeds the peripheral speed of rotation of the blade wheel. The difference in these speeds increases the load on the motor shaft. Unlike ramjet, the proposed engine in place can create torque, reactive forces and have enhanced characteristics, including at low flight speeds when installed in aircraft.

Claims (3)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, установленное в нем лопаточное колесо, примыкающее наружным контуром венцов к цилиндрической части корпуса, в которой выполнены входные отверстия, каналы перепуска с отверстиями, расположенными по ходу вращения лопаточного колеса, входными и выходными, выполненными в виде сопла, частично совпадающие выходные секторные окна с отверстиями, выполненными в кольцевых обечайках корпуса, примыкающих к внутреннему контуру венцов лопаточного колеса, отличающийся тем, что в цилиндрической части корпуса по ходу вращения лопаточного колеса выполнены входные отверстия каналов прямого перепуска, расположены выходные секторные окна, входные отверстия, связанные с выполненными диффузорами, в которые установлены выходные отверстия каналов прямого перепуска, выполненные в виде сопла, с установленными в них топливоподающими устройствами, расположены каналы перепуска с входными и выходными отверстиями и выполнены выходные отверстия, а между входными отверстиями и каналами перепуска установлены топливоподающие устройства.1. A gas turbine engine containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings located at the ends of the casing, a blade wheel mounted therein, adjacent to the cylindrical part of the casing by the outer contour of the rims, inlet openings, bypass channels with openings located along during the rotation of the blade wheel, input and output, made in the form of a nozzle, partially coinciding output sector windows with holes made in the ring shells of the body, prima connecting to the inner contour of the crowns of the scapula, characterized in that in the cylindrical part of the casing along the rotation of the scapula there are inlet openings of direct bypass channels, output sector windows, inlet openings connected with diffusers made, into which outlet openings of direct bypass channels are installed, made in the form of a nozzle with fuel supply devices installed in them, bypass channels with inlet and outlet openings are located and outlet openings are made, and fuel inlets are installed between inlets and bypass channels.
2. Двигатель по п.1,отличающийся тем, что выполнены выходные отверстия в цилиндрической части корпуса между выходными отверстиями и входными отверстиями каналов прямого перепуска и между последними и каналами перепуска в кольцевых обечайках, выходные отверстия снабжены регуляторами потока газа и соплами, направленными по ходу воздуха в диффузорах, связанных с входными отверстиями, и под углом к этому направлению, входные отверстия на торцах корпуса снабжены диффузорами, направленными так же, как и диффузоры, связанные с входными отверстиями, в каналах прямого перепуска установлены регуляторы потока газа, а на торцах корпуса выполнены вентиляционные отверстия.2. The engine according to claim 1, characterized in that the outlet openings are made in the cylindrical part of the housing between the outlet openings and the inlet openings of the direct bypass channels and between the latter and the bypass channels in the annular shells, the outlet openings are equipped with gas flow regulators and nozzles directed in the direction air in the diffusers associated with the inlet openings, and at an angle to this direction, the inlet openings on the ends of the housing are equipped with diffusers directed in the same way as the diffusers connected with the inlet openings s, a direct channels established bypass gas flow controllers, and the ends of the housing vents formed.
3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что в каналах перепуска выполнены выходные отверстия в виде сопла, направленные против хода вращения лопаточного колеса, и установлены регуляторы перепуска потока газа в эти отверстия и в выходные отверстия с соплами каналов перепуска, направленными по ходу вращения лопаточного колеса.3. The engine according to claim 2, characterized in that the outlet channels in the form of nozzles directed against the direction of rotation of the blade wheel are made in the bypass channels, and gas flow bypass regulators are installed in these holes and in the outlet openings with nozzles of the bypass channels directed along the direction rotation of the blade wheel.
RU2007108969/06A 2007-03-12 2007-03-12 Gas turbine engine RU2338906C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) 2007-03-12 2007-03-12 Gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) 2007-03-12 2007-03-12 Gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2338906C1 true RU2338906C1 (en) 2008-11-20

Family

ID=40241342

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) 2007-03-12 2007-03-12 Gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2338906C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693948C1 (en) * 2018-02-27 2019-07-08 Виталий Иванович Коминов Gas turbine engine
RU2708178C1 (en) * 2019-01-10 2019-12-04 Виталий Иванович Коминов Gas turbine engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693948C1 (en) * 2018-02-27 2019-07-08 Виталий Иванович Коминов Gas turbine engine
RU2708178C1 (en) * 2019-01-10 2019-12-04 Виталий Иванович Коминов Gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2477683A (en) Compressed air and combustion gas flow in turbine power plant
JP4705727B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US2579049A (en) Rotating combustion products generator and turbine of the continuous combustion type
US7134271B2 (en) Thrust vectoring aft FLADE engine
US2611241A (en) Power plant comprising a toroidal combustion chamber and an axial flow gas turbine with blade cooling passages therein forming a centrifugal air compressor
US2479776A (en) Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners
US2468461A (en) Nozzle ring construction for turbopower plants
GB439805A (en) Improvements in jet propulsion apparatus for aircraft, projectiles and turbine apparatus
WO2014120115A1 (en) Reverse-flow core gas turbine engine with a pulse detonation system
US4241576A (en) Gas turbine engine
CN109028149B (en) Variable geometry rotary detonation combustor and method of operating same
CN109028146A (en) It is mixed and burned device assembly and operating method
US1346509A (en) Explosion gas-turbine
JP2017122578A (en) Engine ejecting combustion gas as driving force
RU2338906C1 (en) Gas turbine engine
US2831320A (en) External turbine jet engine
CN109028147A (en) Toroidal throat rotates detonating combustion device and corresponding propulsion system
GB1069217A (en) Improvements relating to engines
RU2271460C2 (en) Gas-turbine turbofan engine
US2823516A (en) Ducted fan power plant for aircraft
US3404853A (en) Radial turbine engines and applications thereof
US3354636A (en) Circle jet engine
RU2347923C2 (en) Gas turbine engine (versions)
RU2282734C2 (en) Gas-turbine engine
RU2693948C1 (en) Gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190313