RU2551469C2 - Тороидальная газовая турбина пограничного слоя - Google Patents

Тороидальная газовая турбина пограничного слоя Download PDF

Info

Publication number
RU2551469C2
RU2551469C2 RU2011116885/06A RU2011116885A RU2551469C2 RU 2551469 C2 RU2551469 C2 RU 2551469C2 RU 2011116885/06 A RU2011116885/06 A RU 2011116885/06A RU 2011116885 A RU2011116885 A RU 2011116885A RU 2551469 C2 RU2551469 C2 RU 2551469C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion
fluid
combustion chamber
air
chamber
Prior art date
Application number
RU2011116885/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011116885A (ru
Inventor
Эрнст БЕРГЕН
Original Assignee
Пауэр Дженерейшн Текнолоджис Дивелопмент Фанд Л.П.
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 Пауэр Дженерейшн Текнолоджис Дивелопмент Фанд Л.П. filed Critical Пауэр Дженерейшн Текнолоджис Дивелопмент Фанд Л.П.
Publication of RU2011116885A publication Critical patent/RU2011116885A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2551469C2 publication Critical patent/RU2551469C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F02C3/16—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant the combustion chambers being formed at least partly in the turbine rotor or in an other rotating part of the plant
    • F02C3/165—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant the combustion chambers being formed at least partly in the turbine rotor or in an other rotating part of the plant the combustion chamber contributes to the driving force by creating reactive thrust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/34—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by non-bladed rotor, e.g. with drilled holes
    • F01D1/36—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by non-bladed rotor, e.g. with drilled holes using fluid friction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/005—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the engine comprising a rotor rotating under the actions of jets issuing from this rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03B—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS
    • F03B5/00—Machines or engines characterised by non-bladed rotors, e.g. serrated, using friction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/34—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by non-bladed rotor, e.g. with drilled holes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/20—Hydro energy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Incineration Of Waste (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Корпус горения содержит тороидальную камеру горения, воспринимающую вызванные горением центробежные силы, возникающие при воспламенении завихрения текучей среды горения по всей указанной тороидальной камере горения; и выпускное отверстие указанной тороидальной камеры горения. Турбина горения содержит вал, несколько разнесенных в пространстве дисков, радиально соединенных с указанным валом по центру указанных нескольких дисков; и камеру горения. Камера горения вмещает подвергнутую горению текучую среду и имеет по меньшей мере одну стенку, неполностью окружающую указанные несколько дисков. Подвергнутая горению текучая среда протекает из указанной камеры горения и перенаправляется для ее протекания между соседними поверхностями указанных нескольких дисков, таким образом вращая указанные несколько дисков. Достигается простота конструкции и увеличение выхода энергии путем обеспечения более эффективного потребления топлива в большем количестве, а также путем сообщения большего вращения продуктам горения. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Согласно настоящей заявке испрашивается приоритет по предварительной заявке США №61/109,660, поданной 30 октября 2008 г., раскрытие которой включено в настоящую заявку путем ссылки.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Раскрыты варианты выполнения изобретения, относящиеся, помимо прочего, к турбинам и способам выработки энергии.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0002] Известные турбины и генераторы, использующие эффекты пограничного слоя для выработки энергии, например, раскрытые в патентах США №1,061,206, выданном Тесла, и №7,341,424, выданном Дайалу, имеют ограниченный выход энергии и КПД.
[0003] В известных турбинах и генераторах, основанных на идеях Тесла, не удалось использовать преимущества простоты дизайна Тесла для выработки максимального выхода энергии, и поэтому существует необходимость в усовершенствованных турбинах и генераторах энергии.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0004] Сравнительно простая конструкция, получаемая размещением камеры горения по окружности дискового пакета, позволяет достичь существенных КПД и выхода энергии. Эта конфигурация позволяет смешивать воздух и топливо в непосредственной близости от камеры горения для обеспечения полного сгорания топлива. Благодаря этому воздух и топливо могут смешиваться в нескольких местах по окружности камеры для увеличения выхода энергии путем обеспечения более эффективного потребления топлива в большем количестве, а также путем сообщения большего вращения продуктам горения.
[0005] Благодаря поступлению воздуха и топлива в камеру горения по касательной, горение топлива может быть ограничено по внешней периферии камеры горения центробежными силами, сообщаемыми топливу и воздуху, вращающимся по камере горения. Центробежные силы обеспечивают по существу полное реагирование продуктов горения перед преодолением возникшей центробежной силы и внешнего давления от дискового пакета для выпуска, с целью оптимального использования топлива.
[0006] Благодаря захвату внешнего относительно турбины воздуха и его по существу вращательному спуску по толщине, сформированной между впускным отверстием для воздуха и камерой горения, воздух может быть подан по внешней периферии камеры горения перпендикулярно его исходному направлению, воспроизводя вращательные потоки в камере горения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0007] Фиг. 1 иллюстрирует турбину горения согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения.
[0008] Фиг. 2 представляет собой вид сбоку турбины горения согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения.
[0009] Фиг. 3 представляет собой вид сбоку соплового кольца и дискового пакета согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения.
[0010] Фиг. 4 представляет собой вид сбоку соплового кольца и дискового пакета согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения.
[0011] Фиг. 5А-В иллюстрируют воздушное сопло согласно примерным вариантам выполнения настоящего изобретения.
[0012] Фиг.6 представляет собой вид сбоку воздушного сопла и камеры горения согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения.
[0013] Фиг.7А-В иллюстрируют другие примерные варианты выполнения воздушного сопла и камеры горения согласно настоящему изобретению.
[0014] Сходные обозначения на разных чертежах используются для указания соответствующих элементов.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0015] На фиг.1 показана турбина 100, которая может содержать корпус 10 горения, сопловое кольцо 30 и дисковый пакет 50. В дисковом пакете 50 размещен приводной вал 60 таким образом, что приводной вал 60 воспринимает вращение дискового пакета 50. Дисковый пакет 50 передает выходную энергию от турбины 100 другому устройству (например, генератору или насосу) при помощи приводного вала 60. Ось 61 турбины размещена в геометрическом центре поверхности приводного вала 60. Ось турбины проходит в продольном направлении вала 60.
[0016] Корпус 10 несет в себе камеру 3 горения, расположенную по оси 61 турбины, и через которую проходит подвергнутая горению текучая среда для выработки энергии при помощи вала 60. Корпус 10 включает внешнюю поверхность 1 и внутреннюю поверхность 2. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, корпус 10 может быть выполнен или скомпонован при помощи известных процессов механической обработки и/или формовки из любого материала, способного выдерживать высокую тепловую нагрузку и температурный удар, например, не ограничиваясь, это может быть оксид алюминия, графит, карбид кремния (SIC) и т.д. Еще в одном варианте, указанный примерный вариант выполнения настоящего изобретения может быть выполнен или скомпонован при помощи известных процессов механической обработки и/или формовки из нержавеющей стали для ограниченного круга задач. Однако специалисту будет очевидно, что материал, используемый для выполнения корпуса 10 турбины 100, не является решающим фактором в настоящем изобретении и может включать любой материал или его составляющие, удовлетворяющие задачам, поставленным в различных вариантах выполнения согласно настоящему изобретению.
[0017] Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, показанному на фиг.1, внутренняя поверхность 2 может по существу содержать в себе камеру 3 горения. Еще в одном примерном варианте выполнения настоящего изобретения, внутренняя поверхность 2 может формировать тороидальную камеру 3. Еще в одном примерном варианте выполнения, внутренняя поверхность 2 может формировать тороидальную камеру 3, поперечное сечение которой является по существу округлым (например, круглым, эллиптическим или имеющим любую другую форму с закругленными краями). Еще в одном примерном варианте выполнения, внутренняя поверхность 2 может содержать в себе сопловое кольцо 30, дисковый пакет 50 и/или приводной вал 60. Согласно другому примерному варианту выполнения настоящего изобретения, внутренняя поверхность 2 может по существу соприкасаться с внутренними частями турбины 100. Специалисту будет также понятно, что указанные компоненты, которые могут находиться внутри корпуса 10, могут по существу соприкасаться с внутренней поверхностью 2 корпуса 10.
[0018] Корпус 10 включает отверстия 6 и 7, расположенные в стенке корпуса горения, заданного поверхностями 1 и 2. Топливо и воздух могут течь через отверстия 6 и 7 в каналы 4 и 5, соответственно. В одном примерном варианте выполнения настоящего изобретения, топливный канал 4 и воздушный канал 5 могут быть размещены в любой конфигурации около корпуса 10, обеспечивая топливо и воздух изнутри стенки корпуса горения в камеру 3 горения. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, изображенному на фиг.1, топливный и воздушный каналы 4 и 5 могут быть расположены по окружности вокруг оси 61 турбины. Еще в одном примерном варианте выполнения настоящего изобретения, изображенном на фиг.1, топливный и воздушный каналы 4 и 5 могут быть размещены чередующимися по окружности корпуса 10. Специалисту будет очевидно множество других конфигураций топливного и воздушного каналов 4 и 5 вокруг корпуса 10 и камеры 3, в зависимости от желаемого принципа работы турбины 100. В примерном варианте выполнения настоящего изобретения согласно фиг.1, топливный и воздушный каналы 4 и 5 могут обеспечивать подачу соответствующих текучих сред в режиме, обеспечивающем горение полученной смеси в камере 3. Еще в одном варианте, топливный и воздушный каналы 4 и 5 могут обеспечивать подачу соответствующих текучих сред в режиме, существенно увеличивающем мощность, передаваемую приводному валу 60 благодаря взаимодействию указанных текучих сред с дисковым пакетом 50.
[0019] Ниже приведено подробное описание корпуса 10 и камеры 3 со ссылкой на фиг.2.
[0020] Вновь обращаясь к фиг.1, в одном примерном варианте выполнения настоящего изобретения, сопловое кольцо 30 расположено между камерой 3 и пакетом 30. Сопловое кольцо 30 сформировано дистальной поверхностью 31, проксимальной поверхностью 32 и несколькими соплами 33 для текучей среды горения. Каждое сопло 33 выполнено между дистальным пространством 40 и проксимальным пространством 41. Дистальная поверхность 31 по существу окружает остальные части камеры 3, не окруженные внутренней поверхностью 2. Указанные части камеры 3, не окруженные внутренней поверхностью 2 или дистальной поверхностью 31, могут обеспечивать поступление текучей среды горения через любое из указанных сопел 33 через их соответствующие дистальные пространства 40. В примерном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, текучая среда горения из камеры 3 поступает в любое из сопел 33 в районе их соответствующих дистальных пространств 40 и выходит через соответствующие проксимальные пространства 41.
[0021] В примерном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, сопловое кольцо 30 может быть выполнено заодно с корпусом 10, по существу формируя поверхность, охватывающую камеру 3 горения. Согласно этому варианту выполнения, поверхность, охватывающая камеру 3, может содержать внутреннюю поверхность 2, дистальную поверхность 31 и стенки, ограничивающие сопло 33 для горючей текучей среды. Согласно этому примерному варианту выполнения, перемещение текучей среды из камеры 3 к пакету 50 может быть осуществлено через любое количество указанных сопел 33.
[0022] Еще в одном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, сопловое кольцо 30 является отдельным компонентом турбины 100, отделенным и удаленным от корпуса 10. Специалисту будет очевидно, что выполнение соплового кольца 30 заодно с корпусом 10 может повлиять на характеристику камеры 3, приведенную выше. Кроме того, специалисту также будет очевидно, что отделение соплового кольца 30 от корпуса 10 не приведет к значительному отклонению от задач различных вариантов выполнения настоящего изобретения, приведенных в настоящем описании.
[0023] Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, сопловое кольцо 30 может быть выполнено из любого материала, способного выдерживать высокую тепловую нагрузку и температурный удар, например из SIC, нержавеющей стали и т.д. Благодаря материалу, выбранному согласно данному конкретному варианту выполнения настоящего изобретения, сопловое кольцо 30 особенно подходит для получения высоких температур и обеспечения приведения текучей среды горения в контакт с указанным кольцом для последующего горения.
[0024] Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, показанному на фиг.1, пакет 50 размещен внутри соплового кольца 30. Пакет 50 содержит несколько дисков 52 с таким диаметром, толщиной и зазорами между дисками, что, когда они вращаются текучей средой и внутри нее, эффект пограничного слоя позволяет дополнительному количеству текучей средь: перемещаться через пакет 50, чтобы вызвать вращение пакета 50. Расстояние между пластинами обычно выбирается таким образом, что оно прямо пропорционально вязкости жидкости, для достижения желаемого эффекта пограничного слоя. Каждый диск 52 может быть соединен с опорой 58 вала при помощи нескольких перекладин 54. Еще в одном варианте, пакет дисков может быть прикреплен к приводному валу 60 при помощи нескольких перекладин 54. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, вращение пакета 50 может привести к вращению приводного вала 60 вокруг оси 61 турбины, тем самым вырабатывая энергию. Согласно другому примерному варианту выполнения настоящего изобретения, текучая среда горения течет через пакет 50, через любое количество указанных дисков 52, тем самым направляя приводной вал 60 в направлении потока текучей среды горения. Приводной вал 60 может быть выполнен заодно с пакетом 50 и прикреплен к нему у опоры 58. Еще в одном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, пакет 50 может использовать опору 58 вала для сообщения вращения, вызванного текучей средой горения через его диски 52, приводному валу 60.
[0025] Согласно варианту выполнения настоящего изобретения, показанному на фиг.1-3, выброс 70 (показан в примерных вариантах выполнения настоящего изобретения, изображенных на фиг.2 и 3) покидает пакет 50 в направлении вдоль оси турбины, продольно через любой из нескольких выпусков 56 пакета дисков, сформированных размещением перекладин 54 пакета 50. Согласно варианту выполнения настоящего изобретения, выброс 70, выходящий из турбины 100 через выпуск турбины 8, может быть продуктом нескольких процессов горения, имевших место между текучей средой горения и камерой 3, сопловым кольцом 30 и пакетом 50. Еще в одном варианте выполнения настоящего изобретения, выброс 70, выходящий из турбины 100, может быть продуктом процессов горения, имевших место внутри камеры 3 и любого элемента, выбранного из соплового кольца 30 и пакета 50. В еще одном варианте выполнения настоящего изобретения, выброс 70, выходящий из турбины 100, формируется как результат по существу полного сгорания текучей среды горения в камере 3.
[0026] Еще в одном примерном варианте выполнения, текучая среда горения внутри камеры 3 может воспринимать центробежные силы благодаря повышенному давлению, создаваемому вращением пакета 50. Согласно одному варианту работы указанного варианта выполнения, центробежные силы, вызванные вращением пакета 50, создают повышенное давление под сопловым кольцом 30. Повышенное давление под сопловым кольцом 30 может влиять на текучую среду горения внутри камеры 3, позволяя осуществлять более длительное горение текучей среды горения внутри камеры 3. Согласно другому варианту работы указанного варианта выполнения, вращение пакета 50 заставляет текучую среду горения в камере 3 перемещаться дистально от оси 61 турбины к внутренней поверхности 2 и/или стенкам, задающим любое количество нескольких сопел 33. Это позволяет обеспечить дополнительное горение текучей среды горения внутри камеры 3 и/или внутри соплового кольца 30, благодаря чему достигается получение по существу прореагировавшего продукта внутри турбины 100. После указанных реакций, согласно указанным вариантам выполнения настоящего изобретения, по существу прореагировавший продукт выходит из турбины 100 в качестве выброса 70.
[0027] Со ссылкой на примерные варианты выполнения согласно настоящему изобретению, описанные выше, вращение пакета 50 может приводить текучую среду горения в контакт с проксимальной поверхностью 32 соплового кольца 30, позволяя провести дополнительные реакции горения текучей среды горения, расположенной рядом с и между краями дисков 52 и проксимальной поверхностью 32.
[0028] На фиг.2 изображен вид сбоку примерного варианта выполнения турбины 100 согласно настоящему изобретению. Внутри корпуса 10 обеспечения горения показана камера 3 в виде двух секций 3А и 3В. Внутри камеры 3А горения показан обведенный символ "•", а камера 3В горения включает обведенный символ "X". Согласно данной и дальнейшим иллюстрациям вариантов выполнения настоящего изобретения, обведенный символ "•" обозначает вытекание текучей среды за пределы чертежа, а обведенный символ "X" обозначает точку, из которой текучая среда втекает в границы чертежа. Соответственно, секции 3А и 3В камеры горения отображают ток текучей среды в направлении против часовой стрелки (вид турбины 100 сбоку, где приводной вал 60 выступает через турбину 100), вызывая такое же вращение 66 против часовой стрелки на приводном валу 60.
[0029] В примерном варианте выполнения настоящего изобретения, показанном на фиг.2, турбина 100 содержит корпус 10, охватывающий сопловое кольцо 30, пакет 50 и приводной вал 60 возле отверстия 9 для вала в корпусе горения. Отверстие 9 может содержать отверстие любого вида, обеспечивающее вращение вала 60 внутри корпуса 10 (например, шарикоподшипники, магнитные подшипники, смазанные поверхности и т.д.) текучей средой. Специалисту будет очевидно множество вариантов выполнения и конфигураций отверстия 9, позволяющих осуществлять надежное и свободное вращение вала 60 в ходе работы турбины 100.
[0030] Выбросы, образованные в результате осуществления процессов внутри корпуса 10, могут выходить из турбины 100 через выпуск 8 турбины. Согласно одному варианту выполнения настоящего изобретения, выпуск 8 может быть выполнен с возможностью соединения с другими устройствами для обработки и сброса выхлопных газов 70 из турбины 100. Еще в одном варианте выполнения, выпуск 8 может быть приспособлен для контролируемого выброса выхлопных газов 70 из турбины 100. В еще одном варианте выполнения, форма выпуска 8 может влиять на эффект разрежения, возникающего в точках тока выхлопного газа 70.
[0031] На фиг.2 изображен примерный вариант выполнения смешивания текучей среды горения в секциях 3А и 3В камеры горения согласно настоящему изобретению. Обращаясь сначала к секции 3А, каждый из топливных и воздушных каналов 4 и 5, соответственно, входит в камеру 3А горения через канальные выпускные отверстия 72 и 71, соответственно. Канальное выпускное отверстие 71/72 может представлять собой любое отверстие во внутренней поверхности 2 корпуса горения, через которое текучая среда из соответствующего канала может входить в камеру 3. Согласно этому примерному варианту выполнения согласно настоящему изобретению, пунктирные линии, изображенные в топливном канале 4 и воздушном канале 5, иллюстрируют ток текучей среды в каждом канале. Каждый канал 4 и 5 включает отверстие 6 и 7, соответственно, в стенке, выполненной между поверхностями 1 и 2 корпуса 10. Отверстие 6 топливного канала 4 может позволять вводить топливные инжекторы или любое другое обеспечивающее топливо устройство/конфигурация, известная специалисту. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения на фиг.2, отверстие 7 воздушного канала 5 может позволять впуск воздуха извне корпуса 10 или извне любого другого обеспечивающего горение устройства/конфигурации, известной специалисту.
[0032] Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.2, корпус 10 горения может быть соединен с воздушной пластиной 20. Воздушная пластина 20 может быть снабжена отверстием 22 для приема и вращения приводного вала 60 внутри соединенной конфигурации корпуса 10, пакета 50 и воздушной пластины 20. Согласно одному варианту выполнения настоящего изобретения, отверстие 22 работает сходным образом с отверстием 9 корпуса 10. Еще в одном варианте, отверстие 22 может использовать отдельную текучую среду снаружи от воздушной пластины 20 для поддержания надежности вращения вала 60, вращающегося внутри него.
[0033] Воздушная пластина 20 может получать воздух из источника вне турбины 100 через один или несколько впускных отверстий 21 для воздуха. Каждое впускное отверстие 21 может проводить полученный воздух в одно или несколько отверстий 7 одного или нескольких воздушных каналов 5 через воздушное сопло 25. В данном конкретном варианте выполнения настоящего изобретения, воздушная пластина 20 обеспечивает подачу воздуха, который вводится в камеру 3 корпуса 10. Еще в одном варианте выполнения настоящего изобретения, воздушная пластина 20 может быть выполнена заодно с корпусом 10. Еще в одном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, воздушное сопло 25 может быть цельнотянуто соединено с воздушным каналом 5 для формирования плавного тока воздуха из впускных отверстий 21 через выпускное отверстие 71.
[0034] Плавный ток воздуха через воздушный канал 5 позволяет обеспечить более плавные потоки воздуха с меньшей турбулентностью в текучей среде по мере ее входа в камеру 3. В примерном варианте выполнения настоящего изобретения, центрифугальная подача входящего воздуха 75 (проиллюстрировано в примерном варианте выполнения настоящего изобретения на фиг.5В, 6 и 7В) вокруг поверхности воздушной пластины 20 позволяет впускным отверстиям 21 для воздуха направлять турбулентный входящий воздух 75 в воздушное сопло 25, геометрия которого позволяет снизить турбулентность входящего воздуха 75 для установления потоков воздуха из выпускного отверстия 71 воздушного канала 5, направленных по существу по касательной к поверхности 2 обеспечения подачи. Еще в одном варианте выполнения настоящего изобретения, турбулентность входящего воздуха 75 может быть значительно уменьшена при помощи совокупности геометрий любого из впускного отверстия 21 для воздуха, воздушного сопла 25, отверстия 7 воздушного канала 5 или выпускного отверстия 71. Дальнейшее описание, связанное со снижающими турбулентность геометриями вышеуказанных вариантов выполнения настоящего изобретения, будет приведено со ссылкой на фиг.6 и 7А-В.
[0035] Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, показанному на фиг.2, потоки топлива и воздуха из отверстий 72 и 71 соответствующих топливных и воздушных каналов 4 и 5 протекают по существу по касательной в секцию 3А и затем смешиваются в горючую текучую среду, протекая через окружность камеры 3 от секции 3А к секции 3В. Изначальное горение горючей текучей среды в камере 3 может быть вызвано путем воспламенения или нагрева изнутри корпуса 10. Специалисту будут очевидны многочисленные методы, с помощью которых горючая текучая среда может быть изначально воспламенена внутри камеры 3.
[0036] Еще в одном варианте работы примерного варианта выполнения настоящего изобретения, корпус 10 может достичь достаточно высокой температуры для обеспечения горения всей горючей текучей среды в нем и вырабатывать по существу прореагировавший продукт до того, как текучая среда горения выйдет из турбины 100. В ходе такого процесса происходит множество непрерывных горений текучей среды горения в корпусе 10. Еще в одном варианте, текучая среда горения дольше подвержена процессам горения в корпусе 10.
[0037] Согласно одному варианту выполнения настоящего изобретения, в камере горения могут использоваться катализаторы (например, поверхностные покрытия) для осуществления реакций по существу полного сгорания в текучей среде горения. Еще в одном варианте выполнения могут использоваться силы, вызванные работой компонентов турбины 100, которые могут действовать в качестве катализаторов для получения по существу прореагировавших продуктов из текучей среды горения. Согласно указанным вариантам выполнения настоящего изобретения, при достаточно высоких температурах части турбины 100 перестают воспламенять текучую среду горения и вместо этого каталитически преобразуют указанную текучую среду горения в полностью прореагировавший продукт. В примерном варианте выполнения, давление в камере 3 в ходе процесса горения сжимает газы горения и удерживает пламя горения возле внутренней поверхности 2. Давление в камере 3 может быть создано при помощи противодавления от вращающихся дисков 52, играющих роль центробежного компрессора. Еще в одном варианте, указанное давление может быть создано благодаря центробежной силе вращающихся газов горения в виде вихревого потока. В ходе работы указанного примерного варианта выполнения, противодавление и центробежные силы действуют в качестве катализаторов для обеспечения по существу полного сгорания топлива и первичных продуктов горения до выхода через дисковые выходы 56 и выпуск 8 турбины для обеспечения оптимального КПД горения в аппарате простой конструкции, который легко обслуживается.
[0038] Согласно одному варианту выполнения настоящего изобретения, как только изначальный объем горючей текучей среды воспламенен, последующее проведение топлива и воздуха в камеру 3 приведет к непрерывному горению смешанных потоков текучих сред. В этом варианте выполнения, непрерывная подача топлива и воздуха через топливные и воздушные каналы 4 и 5, соответственно, создает непрерывное завихрение горения по всей камере 3. Вихревой поток текучей среды горения по всей камере 3 способствует полному сгоранию указанной текучей среды согласно данному варианту выполнения настоящего изобретения. Еще в одном варианте выполнения, как только изначальный объем горючей текучей среды воспламенен, вращение пакета 50 создает силу, достаточную для того, чтобы протолкнуть последующие объемы горючей текучей среды в обеспечивающий возможность воспламенения контакт с текучей средой горения (например, ранее воспламененным потоком горючей текучей среды), тем самым продолжая процесс горения по всей камере 3. Согласно еще одному варианту выполнения, после изначального воспламенения происходит непрерывное горение введенного топлива и воздуха в камере 3, приводимое в состояние окружного направления потока горения вокруг оси 61 турбины путем введения топлива и воздуха в камеру 3 по касательной. Расширяющиеся газы, сформировавшиеся в результате горения, под давлением проходят через сопла 33 в сопловом кольце 30 и сходным образом направляются в окружном направлении вокруг пакета 50.
[0039] Согласно варианту выполнения настоящего изобретения, текучая среда горения может быть приведена в контакт с внутренней поверхностью 2 благодаря давлению, возникающему в результате вращения дисков 52 пакета 50. В одном аспекте данного варианта выполнения настоящего изобретения, текучая среда горения может подвергаться давлению центробежных сил от пакета 50, перемещающему ее дистально от оси 61 турбины. Центробежные силы, вызванные окружным потоком, удерживают горение топлива поблизости от внутренней поверхности 2 камеры горения, а продукты горения движутся по спирали кнутри и текут между дисками 52, а затем выходят через выпуск 8. В особенности со ссылкой на секцию 3А, давление центробежных сил пакета 50 может проталкивать текучую среду горения вдоль дистальных участков внутренней поверхности 2 секции 3А напротив поверхности 31 соплового кольца. Согласно этому варианту выполнения настоящего изобретения, поддержание текучей среды горения в контакте с дистальными участками камеры 3 горения может позволить осуществлять дополнительные реакции горения, тем самым обеспечивая возможность полного сгорания текучей среды горения в корпусе 3 горения. Благодаря тому, что весь горючий выброс из текучей среды горения используется для осуществления вращения в пакете 50 (и тем самым приводного вала 60), в данном варианте выполнения настоящего изобретения используется совместная работа компонентов турбины 100 для обеспечения полного сгорания всего поступающего топлива и воздуха. Согласно этому варианту выполнения настоящего изобретения, давление, сообщаемое текучей среде горения, минимизирует выброс 70, содержащий не сгоревшие полностью продукты. Согласно вышеуказанным вариантам выполнения настоящего изобретения, время горения текучей среды горения в камере 3 максимально увеличивается благодаря использованию центробежных сил, и тем самым достигается увеличение числа отдельных актов горения на любом участке камеры от 3А до 3В.
[0040] Другой примерный вариант выполнения настоящего изобретения может включать внутреннюю поверхность 2 камеры 3, имеющую высокоизлучающее покрытие для фокусирования излучаемого тепла, вырабатываемого в ходе процесса горения, в центре камеры 3. Более высокие константы эмиссионной способности указывают на способность материала отражать излучение, вызванное конвективными и проводящими потоками тепла. Согласно данному примерному варианту выполнения настоящего изобретения, высокоизлучающие покрытия, такие как SIC или иные материалы покрытия, известные специалисту, на внутренней поверхности 2 перефокусируют излучаемую энергию тепла в центр камеры 3 для того, чтобы вызвать дополнительное горение находящейся в ней текучей среды горения. Дополнительным преимуществом использования высокоизлучающего покрытия в отношении данного примерного варианта выполнения настоящего изобретения является то, что оно продлевает срок службы материала, из которого выполнена камера 3, и снижает поверхностную температуру стенок корпуса 10, задаваемых поверхностями 1 и 2. Согласно другому варианту выполнения настоящего изобретения, высокая эмиссионная способность может также предохранять другие компоненты турбины 100 (например, сопловое кольцо 30, диски 52 пакета 50, если камера 3 выполнена заодно с сопловым кольцом 30, и т.д.).
[0041] Еще в одном примерном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, изображенном на фиг.2, тепло внутренней поверхности 2, дистальной поверхности 31, проксимальной поверхности 32 или дисков 52 может дополнительно обеспечивать горение текучей среды горения на ее пути по турбине 100. В этом варианте выполнения настоящего изобретения, нагретые поверхности компонентов турбины 100 могут быть достаточно горячими для того, чтобы вызвать последовательное горение текучей среды горения, тем самым формируя выброс 70 без каких-либо неиспользованных продуктов горения.
[0042] Еще в одном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, тороидальная форма камеры 3 позволяет достичь достаточно высокой температуры для мгновенного сгорания любого топлива в камере, как только камера нагрета и температура в ней превысила критическое значение для горения подобного топлива. По существу округлая тороидальная форма внутренней поверхности 2 может иметь точку оптического фокуса в центре камеры 3, позволяющую концентрировать инфракрасное тепло, излучаемое с поверхности камеры для содействия горению/реакции топлива. В соответствии с другими вариантами выполнения настоящего изобретения, по существу округлый тороид камеры 3 позволяет находящейся внутри текучей среде горения достичь высоких температур и дольше оставаться внутри камеры 3, находясь под действием указанных высоких температур. Согласно указанным вариантам выполнения настоящего изобретения, форма камеры 3 позволяет осуществить по существу полное сгорание находящейся в ней текучей среды горения.
[0043] В варианте выполнения, показанном на фиг.2, восемь дисков 52 ориентированы параллельно друг другу, так что они размещены перпендикулярно оси 61 турбины вала турбины и равномерно разнесены в пространстве в направлении этой оси. Несмотря на то что в варианте выполнения, показанном на фиг.2, изображены восемь дисков, для раскрытых вариантов выполнения настоящего изобретения может подходить любое количество дисков 52. Диски 52 могут быть прикреплены друг к другу при помощи нескольких крепежных элементов, проходящих через соответствующие отверстия, размещенные по окружности на периферии дисков 52 и размещенные внутри каждой из перекладин 54 проставок и дисков 52. На периферии дисков 52, где они поддерживаются на расстоянии друг от друга, между указанными дисками установлены подходящие прокладки проставок, через которые проходят крепежные элементы в каждой точке расположения крепежных элементов. Все выходы 56 дисков 52 выровнены относительно друг друга для пропуска через них выхлопных газов (см. фиг.3). Вкупе с вышеуказанными вариантами выполнения настоящего изобретения, диски 52 работают при столь высоких температурах, что их поверхности могут разрушать любой загрязнитель на их поверхности, позволяя им оставаться чистыми. Кроме того, как было отмечено в отношении других вариантов выполнения настоящего изобретения, высокие температуры дисков 52 позволяют дополнительно сжигать текучую среду горения, входящую в пакет 50 из сопла 33.
[0044] Обращаясь к фиг.3, горение подготовленной текучей среды 80 горения может вызвать формирование ее турбулентных потоков. Согласно варианту выполнения настоящего изобретения, показанному на фиг.3, турбулентная текучая среда 80 принимается дистальным отверстием 40 в сопловом кольце 30. Обращая особое внимание на участок соплового кольца, выходящий за границы чертежа (33А), прохождение текучей среды 80 через сопло 33А для текучей среды горения может перенаправить текучую среду горения, из-за чего она будет протекать по касательной над соседними поверхностями пакета 50 (сходным образом, в направлении тока текучей среды в камере 3). Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.3, когда текучая среда горения выходит из отверстия 41 сопла 33А, она протекает над поверхностями дисков 52, где она может попадать внутрь дисков 52 в виде потоков 55. Согласно этому варианту выполнения, потоки 55 могут испытывать ограниченное сопротивление при выходе из турбины 100 из-за эффекта разрежения, вызванного выходящим потоком выброса 70 через выпуск 8 турбины. Эффект разрежения, вызванный выходящим потоком выброса 70 через выпуск 8 турбины, может по существу удалить весь выброс 70, находящийся внутри выпусков дисков 56, позволяя последующим потокам 70 выброса занять указанные пространства. Согласно вариантам выполнения настоящего изобретения, эффект разрежения выброса 70 позволяет осуществлять более эффективную работу турбины 100.
[0045] Согласно одному варианту выполнения, сопла 33А и 33В способствуют току текучей среды горения по касательной над определенным участком поверхности пакета 50. Благодаря увеличению площади поверхности, принимающей текучую среду горения, данный вариант выполнения настоящего изобретения позволяет достичь более высокого выхода энергии. Согласно одному варианту выполнения, сопла 33А и 33В включают проксимальные отверстия 41, способствующие току текучей среды горения по касательной над определенным участком поверхности пакета 50. Благодаря управлению потоком текучей среды горения из сопел 33А и 33В, проксимальные отверстия 41 могут ускорять ток текучей среды через сопловое кольцо 30, тем самым сильнее вводя текучую среду горения на диски 52 пакета 50 и тем самым позволяя достичь более высокого выхода энергии. В еще одном варианте выполнения настоящего изобретения, совместное использование сопел 33А и 33В и их соответствующих дистальных и проксимальных отверстий 40 и 41 соответственно, может позволить достичь таких потоков текучей среды горения, которые достигают более высокого выхода энергии в турбине 100 (например, различные геометрии каждого из компонентов для создания большего разгона текучей среды горения, более сильных потоков по касательной и т.д.). Ток газов по касательной путем ориентирования сопел 33 служит для привода вращения турбины 100 путем взаимодействия расширяющихся выхлопных газов через пространство между дисками 52. Выхлопные газы движутся по спирали по направлению к центральным отверстиям 56 в дисках 52 и затем выбрасываются через выпуск турбины 8 в корпусе 10.
[0046] На фиг.4 показаны возможные варианты выполнения настоящего изобретения, относящиеся к непрерывному горению текучей среды горения в ходе работы турбины 100. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, подготовленная текучая среда 80 горения имеет завихрения на дистальной поверхности 31. Однако в данном варианте выполнения, в любом месте вдоль соплового кольца 30 на поверхностях 31, 32 или вдоль поверхности сопла 33, сформированного дистальным и проксимальным отверстиями 40 и 41, соответственно, могут происходить каталитические горения 82. Каталитические горения 82 подготовленной текучей среды 80 могут способствовать полному сгоранию текучей среды горения, одновременно создавая дополнительную турбулентность в ней. Согласно данному варианту выполнения настоящего изобретения, сопло 33 способствует протеканию 84 подготовленной горючей текучей среды 80 по касательной из проксимального отверстия 41. Сходным образом с предыдущими вариантами выполнения настоящего изобретения, текучая среда 84 горения (выходящая из проксимального отверстия 41) может контактировать с участком поверхности 86 дисков 52 через потоки 55 текучей среды горения. Дальнейшее горение может происходить благодаря контакту потоков 55 над участком поверхности 86, согласно вышеуказанным вариантам выполнения настоящего изобретения. Согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения, увеличенная площадь поверхности 86 диска 52 обеспечивает получение большего момента благодаря эффекту пограничного слоя, вызванному взаимодействием потоков 55 с дисками 52. Еще в одном примерном варианте выполнения, увеличенная площадь поверхности 86 способствует более полному сгоранию вокруг диска 52 в пакете 50 при помощи потоков 55 горючей текучей среды.
[0047] Еще в одном примерном варианте выполнения настоящего изобретения, на фиг.5А и 5В изображена внешняя принимающая воздух поверхность воздушной пластины 20. Впускные отверстия 21 для воздуха выполнены на внешней принимающей воздух поверхности воздушной пластины 20. Впускные отверстия 21 для воздуха могут быть размещены в любой конфигурации, позволяющей направлять воздух в турбину 100 через воздушный канал 5. Согласно варианту выполнения настоящего изобретения, сжатый воздух 75 подается в окружном направлении на воздушную пластину 20, из-за чего предпочтительно размещать впускные отверстия 21 для воздуха по той же окружности, по которой входящий воздух 75 сталкивается с воздушной пластиной 20. Еще в одном варианте выполнения настоящего изобретения, входящий воздух 75 может включать вихревые потоки и завихрения, создающие препятствия для принятия воздуха впускными отверстиями 21 для воздуха. Согласно этому варианту выполнения, впускные отверстия 21 для воздуха могут быть размещены на внешней поверхности воздушной пластины 20 в любой конфигурации, позволяющей оптимизировать прием воздуха внутри турбины 100.
[0048] На фиг.6 изображен вид сбоку воздушной пластины 20 согласно примерному варианту выполнения настоящего изобретения. Как описано выше, турбулентный воздух, находящийся вне турбины 100, сталкивается с воздушной пластиной 20. Воздушная пластина 20 может получать потоки входящего воздуха 75 при помощи одного или нескольких впускных отверстий 21 для воздуха. Показанные стрелками потоки входящего воздуха 75 протекают через воздушное сопло 25 и через отверстие 7 в корпус 10. Попав в корпус 10, потоки воздуха протекают через воздушный канал 5 в камеру 3 через канальное выпускное отверстие 71 для выпуска воздуха. Как отмечено выше, воздушное сопло 25 и воздушный канал 5 могут представлять собой единый канал, по которому воздух протекает от воздушного впускного отверстия 21 для воздуха до канального выпускного отверстия 71 как через воздушную пластину 20, так и через корпус 10. Согласно варианту выполнения изобретения, воздушное сопло 25 может быть формовано для снижения завихрений и вихревых потоков в потоке входящего воздуха 75, благодаря чему воздух может выходить из воздушного сопла по существу по касательной к току горения в камере 3. Воздушное сопло 25 согласно данному варианту выполнения может представлять собой параболический канал или снижающийся спиральный канал. Еще в одном варианте, взаимодействие воздушного сопла 25, отверстия 7 и воздушного канала 5 может позволить снизить завихрения и вихревые потоки в потоке входящего воздуха 75. Благодаря этому, инерция движения потока воздуха, выходящего из отверстия 7 в окружном направлении потока, могла бы поддерживаться в указанном окружном направлении через воздушную пластину 20 и в воздушный канал 5, для повышения итогового окружного потока воздуха для горения, входящего в камеру 3 из канального выпускное отверстия 71.
[0049] В одном варианте выполнения, впускное отверстие 21 для воздуха включает полукруглый паз в воздушной пластине 20, который принимает воздух 75, протекающий в паз и медленно опускающийся в воздушное сопло 25. Объединенный канал, состоящий из воздушного сопла 25, отверстия 7 и воздушного канала 5, слегка изогнут, чтобы уменьшить хаотичные завихрения 3 входящего потока воздуха, при этом также формируя намеренный вихревой поток воздуха, который может соответствовать потоку топлива и внесенным ранее текучим средам горения в камере 3. В этом варианте выполнения, можно избежать случаев потери потока, вызванных резкими изменениями направления потока воздуха. Еще в одном варианте выполнения настоящего изобретение, впускное отверстие 21 для воздуха включает полукруглый паз в воздушной пластине 20, нижняя поверхность которого параболлически опускается в воздушную пластину 20 и сходится к воздушному соплу 25. В этом варианте выполнения, входящий воздух 75 может не испытывать резких изменений направления, тем самым позволяя избежать потерь потока в и через корпус 10. Специалисту будет очевидно множество других форм и видов впускных отверстий для воздуха, которые могут снизить потери потока в и через воздушное сопло 25. Еще в одном варианте, специалисту будет очевидно множество других форм и видов впускных отверстий для воздуха, которые могут снизить потери потока в корпусе 10 и через него.
[0050] Еще в одном варианте выполнения, отверстие 7 может быть формовано таким образом, что оно позволяет снизить турбулентность выходящих потоков воздуха, направляющихся в камеру 3. Специалисту может быть ясно, что отверстие 7 может иметь любую форму и вид, позволяющие ослабить резкие потоки воздуха, направляющиеся в камеру 3. В одном примерном варианте выполнения, отверстие 7 может представлять собой спиральный уклон, который постепенно пропускает воздух, протекающий через воздушное сопло 25, в камеру 3.
[0051] Согласно вариантам выполнения настоящего изобретения, на фиг.7А представлен вид с разнесением частей воздушной пластины 20 и корпуса 10, расположенных концентрически относительно друг друга, где ось 61 турбины является их концентрическим центром. В примерном варианте, изображенном на фиг.7А, показаны воздушная пластина 20 и корпус 10 с впускными отверстиями 21A-D для воздуха, пазами 97A-D, воздушными соплами 25A-D и воздушными канальными выпускными отверстиями 71A-D, но в других вариантах выполнения настоящего изобретения возможно наличие любого количества вышеуказанных впускных отверстий, пазов, сопел и выпускных отверстий. Согласно фиг.7А, расстояние 95 представляет собой удлиненную стенку, сформированную из внешней части воздушной пластины 20 и внутренней поверхности 2 корпуса 10. Специалисту будет очевидно, что расстояние 95 используется лишь для наглядности вида с разнесенными частями, показанного на фиг.7А, и не призвано обозначить какое-либо ограничивающее расстояние между воздушной пластиной 20 и корпусом 10. Специалисту будет понятно, что любое расстояние 95 между воздушной пластиной 20 и корпусом 10, позволяющее осуществлять работу раскрытого воздушного сопла 25A-D, окажется подходящим согласно указанным вариантам выполнения настоящего изобретения. Таким образом, пунктирные линии 25A-D над расстоянием 95 стенки отображает прохождение потока воздуха внутри стенки воздушной пластины 20 / корпуса 10.
[0052] В одном варианте выполнения настоящего изобретения, каждый паз 97A-D представляет собой вырез в воздушной пластине 20, далее опускающийся по направлению к корпусу 10, когда входящий воздух 75 подходит к соответствующему впускному отверстию 21A-D. Согласно одному варианту выполнения, пазы 97A-D могут иметь диаметр, равный диаметру впускных отверстий 21A-D. Еще в одном варианте, пазы 97A-D могут иметь любой диаметр, позволяющий выполнить геометрию, подходящую для получения входящего воздуха 75. Еще в одном варианте выполнения, пазы 97A-D могут быть частично открыты для входящего воздуха 75 и частично погружены во внешнюю принимающую воздух поверхность воздушной пластины 20. Согласно этому варианту выполнения, впускное отверстие 21A-D может быть также выполнено заглубленным под внешнюю принимающую воздух поверхность воздушной пластины 20. Согласно различным вариантам выполнения настоящего изобретения, для эффективного и плавного переноса хаотичного входящего воздуха 75 в воздушные сопла 25 может быть использовано любое количество пазов 97 и впускное отверстие 21 для воздуха.
[0053] В одном варианте выполнения настоящего изобретения, воздушные сопла 25A-D вращаются вокруг оси 61 турбины таким образом, что выпуск воздушного сопла по существу расположен под впускным отверстием другого воздушного сопла. Согласно одному варианту выполнения настоящего изобретения, изображенному на фиг.7А, воздушное сопло 25А позволяет входящему воздуху 75 из впускного отверстия 21А выходить в точке 71А, которая находится по существу в том же радиальном положении, что и впускное отверстие 21В. В этом примерном варианте выполнения настоящего изобретения, спирально опускающееся воздушное сопло 25А значительно уменьшает склонность турбулентного воздуха 75 выходить из отверстия 71А в камеру 3. Кроме того, спирально опускающееся воздушное сопло 25А придает протекающему по нему воздуху характер потока, по существу воспроизводящей характер потока, созданный внутри камеры 3. Согласно описанным выше вариантам выполнения воздушных каналов, отверстие 71А может быть формовано с целью еще более уменьшить склонность турбулентного воздуха 75 выходить в камеру 3. Согласно этим вариантам выполнения, отверстие 71А может быть формовано с целью минимизировать резкие потоки воздуха, существующие в месте соединения отверстия 71А и камеры 3. В этих вариантах выполнения, отверстие 71А может представлять собой постепенный спиральный уклон, ведущий в камеру 3. Еще в одном варианте, отверстие 71А может иметь параболический уклон, ведущий в камеру 3. Специалисту будет понятно, что отверстие 71А может быть формовано любым образом, позволяющим минимизировать резкие потоки воздуха, входящие в камеру 3. Специалисту будет также понятно, что отверстие 71А может быть формовано любым образом, позволяющим снизить турбулентность воздуха 75, входящего в камеру 3. Согласно этому примерному варианту выполнения, спирально опускающийся канал воздушного сопла 25А одновременно снижает турбулентность в потоке входящего воздуха и придает потоку воздуха вихревой характер, благодаря чему поток проходит по существу по касательной к потоку горения в камере 3 (см. также фиг.6). Согласно этому варианту выполнения настоящего изобретения, каждое спирально опускающееся воздушное сопло 25A-D выполнено с возможностью сосуществования через стенку, сформированную между внешней поверхностью воздушной пластины 20 и внутренней поверхностью 2 камеры 10 горения. Еще в одном варианте выполнения согласно изобретению, воздушные сопла 25A-D могут формировать по существу изогнутые, по существу неспиральные каналы, которые позволяют осуществлять выполнение большего количества каналов в устройстве, при этом не препятствуя прохождению потоков предыдущих воздушных сопел 25. Еще в одном варианте выполнения согласно настоящему изобретению, воздушные сопла 25A-D могут быть выполнены таким образом, что они расположены близко друг от друга, с целью одновременно получить желаемые потоки воздуха, описанные выше, и при этом избежать взаимного вредного взаимодействия каналов.
[0054] Фиг.7В представляет собой еще одну иллюстрацию примерного варианта выполнения согласно настоящему изобретению. Как показано на фиг.7А, входящий воздух 75 входит во впускное отверстие 21А через паз 97А. В одном варианте выполнения, паз 97А снижает турбулентность входящего воздуха 75. Еще в одном варианте выполнения, паз 97А помогает улавливать хаотичные потоки воздуха на воздушной пластине 20. Как показано в варианте выполнения на фиг.7В, поток воздуха 75, входящий во впускное отверстие 21А, протекает через стенку воздушной пластины 20 в корпус 10. По достижении корпуса 10, воздушное сопло 25А направляет воздух в воздушный канал 5А, после чего он выходит в камеру 3 (не показана) через отверстие 71А. Согласно этому варианту выполнения настоящего изобретения, отверстие 71А расположено по существу в той же точке, что и впускное отверстие и паз 25В и 97В, соответственно. Согласно данному варианту выполнения, воздушное сопло 25А может быть выполнено в виде вращающегося канала любого типа, позволяющего выпускать входящий воздух в направлении по существу по касательной к пути тока текучей среды горения внутри камеры 3. Воздух горения и топливо затем могут смешиваться в камере горения по всей окружности узла турбины, так как воздух и топливо протекают в окружном направлении потока горения.
[0055] Воздушная пластина 20, выполненная согласно вариантам выполнения настоящего изобретения, может быть выполнена с использованием множества различных процессов механической обработки, известных специалисту, например, механической обработки типа CNC. Воздушная пластина 20 может быть выполнена из любого материала, известного специалисту, обладающего тепловой устойчивостью, достаточной для приема горячего воздуха, например, из углеволокна или нержавеющей стали.
[0056] Согласно вариантам выполнения настоящего изобретения, компоненты, составляющие турбину 100, могут быть взаимозаменяемыми и могут меняться местами в зависимости от требований к турбине 100. Взаимозаменяемость и перестановочность компонентов турбины 100 возможны благодаря модульному принципу их конструкции. Согласно одному варианту выполнения, компоненты могут быть разъединены в местах их соединения (например, соединения между воздушной пластиной 20 и корпусом 10, пакетом 50 и корпусом 10, и т.д.) для оказания влияния на замену и/или соединение компонентов с дополнительными компонентами согласно требованиям к турбине 100 (например, использование корпуса 10 и пакета 50 с первой воздушной пластиной 10 для выработки 50 Вт, и удаление воздушной пластины в пользу другого компонента для использования корпуса 10 и пакета 50 для выработки 500 Вт). Специалисту будет очевидно множество вариантов соединения компонентов различных вариантов выполнения турбины 100, отмеченных в описании, для поддержания раскрытых функций и работы.
[0057] Множество иных вариантов и модификаций будут очевидны специалисту из приведенного выше раскрытия и настоящих примерных вариантов выполнения, которые представлены лишь в качестве примера и не призваны ограничить описанный в настоящем раскрытии объем изобретения.

Claims (16)

1. Корпус горения, содержащий:
тороидальную камеру горения, воспринимающую вызванные горением центробежные силы, возникающие при воспламенении завихрения текучей среды горения по всей указанной тороидальной камере горения; и
выпускное отверстие указанной тороидальной камеры горения.
2. Корпус горения по п. 1, также содержащий несколько разнесенных в пространстве дисков, радиально соединенных с валом по центру указанных нескольких дисков, причем указанные несколько разнесенных в пространстве дисков радиально соединены с указанным валом и расположены между указанной тороидальной камерой горения и указанным выпускным отверстием.
3. Корпус горения по п. 1, в котором указанная тороидальная камера горения выполнена в форме тора.
4. Корпус горения по п. 1, в котором указанная тороидальная камера горения выполнена из технической керамики.
5. Корпус горения по п. 2, дополнительно содержащий промежуточный тороид по меньшей мере с одним каналом, проходящим через его толщину и направляющим подвергнутую горению текучую среду из указанной тороидальной камеры горения к указанным нескольким разнесенным в пространстве дискам.
6. Турбина горения, содержащая:
вал;
несколько разнесенных в пространстве дисков, радиально соединенных с указанным валом по центру указанных нескольких дисков; и
камеру горения, вмещающую подвергнутую горению текучую среду и имеющую по меньшей мере одну стенку, неполностью окружающую указанные несколько дисков,
причем указанная подвергнутая горению текучая среда протекает из указанной камеры горения и перенаправляется для ее протекания по касательной над соседними поверхностями указанных нескольких дисков, таким образом вращая указанные несколько дисков.
7. Турбина горения по п. 6, в которой указанная камера горения представляет собой тороид, имеющий по меньшей мере один канал, проходящий через его толщину, окруженный указанной камерой горения и окружающий указанные несколько дисков.
8. Турбина горения по п. 6, в которой указанная камера горения представляет собой тор.
9. Турбина горения по п. 6, также содержащая емкость для введения турбулентного воздуха извне указанного устройства в указанную камеру горения в направлении потока подвергнутой горению текучей среды и/или
также содержащая емкость для спирального введения турбулентного воздуха извне указанного устройства в указанную камеру горения указанного устройства.
10. Способ горения текучей среды для создания энергии вращения, содержащий:
создание завихрения текучей среды горения по камере горения, окружающей несколько разнесенных в пространстве дисков, радиально соединенных с валом по центру указанных нескольких дисков;
воспламенение указанного завихрения текучей среды горения по всей указанной камере горения; и
вращение указанных нескольких дисков благодаря указанному воспламенению указанного завихрения текучей среды горения для вращения указанного вала.
11. Способ по п. 10, также содержащий увеличение времени горения указанного завихрения текучей среды горения в указанной камере.
12. Способ по п. 10, также содержащий вращение указанных нескольких дисков указанным воспламенением указанного завихрения текучей среды горения для увеличения времени горения указанного завихрения текучей среды горения.
13. Способ по п. 10, также содержащий горение указанного завихрения текучей среды горения среди указанных нескольких дисков.
14. Способ использования камеры горения для обеспечения горения текучей среды, содержащий:
введение горючей текучей среды в камеру горения, окружающую несколько разнесенных в пространстве дисков, радиально соединенных с валом, расположенным по центру указанных нескольких дисков, причем указанная камера горения расположена концентрично с указанными несколькими разнесенными в пространстве дисками;
горение указанной горючей текучей среды в завихрении по всей указанной камере горения с преобразованием в текучую среду горения;
выпуск указанной текучей среды горения из указанной камеры горения посредством прохождения текучей среды горения через указанные несколько разнесенных в пространстве дисков.
15. Способ по п. 14, при котором указанная камера горения катализирует указанную текучую среду горения.
16. Способ по п. 14, при котором указанные несколько разнесенных в пространстве дисков катализируют указанную текучую среду горения.
RU2011116885/06A 2008-10-30 2009-10-29 Тороидальная газовая турбина пограничного слоя RU2551469C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10966008P 2008-10-30 2008-10-30
US61/109,660 2008-10-30
PCT/US2009/062479 WO2010051338A1 (en) 2008-10-30 2009-10-29 Toroidal boundary layer gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011116885A RU2011116885A (ru) 2012-12-20
RU2551469C2 true RU2551469C2 (ru) 2015-05-27

Family

ID=42129254

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011116885/06A RU2551469C2 (ru) 2008-10-30 2009-10-29 Тороидальная газовая турбина пограничного слоя

Country Status (10)

Country Link
US (4) US8863530B2 (ru)
EP (1) EP2347099A4 (ru)
JP (2) JP5844641B2 (ru)
KR (2) KR101810599B1 (ru)
CN (2) CN102203388B (ru)
BR (1) BRPI0914492A2 (ru)
CA (1) CA2739808C (ru)
HK (1) HK1162633A1 (ru)
RU (1) RU2551469C2 (ru)
WO (1) WO2010051338A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2623592C1 (ru) * 2016-06-16 2017-06-28 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Роторный газотурбинный двигатель
RU2702317C1 (ru) * 2019-07-01 2019-10-07 Сергей Константинович Исаев Роторный биротативный газотурбинный двигатель

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9052116B2 (en) 2008-10-30 2015-06-09 Power Generation Technologies Development Fund, L.P. Toroidal heat exchanger
US10790723B2 (en) 2010-08-24 2020-09-29 Qwtip Llc Disk-pack turbine
US9605663B2 (en) 2010-08-24 2017-03-28 Qwtip Llc System and method for separating fluids and creating magnetic fields
US8636910B2 (en) * 2010-08-24 2014-01-28 Qwtip Llc Water treatment and revitalization system and method
CN102080576B (zh) * 2010-12-16 2013-12-11 清华大学 一种边界层透平发电装置
US11098722B2 (en) * 2011-04-20 2021-08-24 Daniel Woody Internal combustion boundary layer turbine engine (BLTE)
EP2522808A1 (en) * 2011-05-10 2012-11-14 Aella SA Turbo-engine, particularly internal combustion engine
WO2013029016A2 (en) 2011-08-24 2013-02-28 Qwtip Llc Retrofit attachments for water treatment systems
WO2013029001A1 (en) 2011-08-24 2013-02-28 Qwtip Llc Water treatment system and method
AR088431A1 (es) 2011-08-24 2014-06-11 Qwtip Llc Sistema y metodo de tratamiento de agua
AR093196A1 (es) 2012-02-28 2015-05-27 Qwtip Llc Sistema y metodo de desalinizacion y/o produccion de gas
WO2013130126A1 (en) * 2012-02-28 2013-09-06 Qwtip Llc Water treatment system with a particulate collection container
WO2013130127A1 (en) * 2012-02-29 2013-09-06 Qwtip Llc System and method for cooling and/or industrial processes
WO2013130888A1 (en) 2012-02-29 2013-09-06 Qwtip Llc Levitation and distribution system and method
US20150330234A1 (en) * 2013-05-17 2015-11-19 Thrustcycle Enterprises LLC Expandable Boundary Layer Turbine
KR101509497B1 (ko) * 2013-11-01 2015-04-08 성재연 디스크터빈, 디스크터빈을 이용한 발전장치, 디스크터빈의 제어방법 및 디스크터빈을 이용한 발전방법
EP2868864A1 (en) * 2013-11-04 2015-05-06 Institut von Karman de Dynamique des Fluides, AISBL Axial fluid machine and method for power extraction
US11208890B2 (en) 2015-01-09 2021-12-28 Green Frog Turbines (Uk) Limited Boundary layer turbomachine
US20160208691A1 (en) * 2015-01-15 2016-07-21 Pavel Villaseca Turbine engine with boundary layer turbine
JP7085838B2 (ja) 2015-02-26 2022-06-17 シーツーシーエヌティー エルエルシー カーボンナノファイバー製造のための方法及びシステム
WO2017116613A2 (en) * 2015-12-04 2017-07-06 Jetoptera Inc. Micro-turbine gas generator and propulsive system
WO2017066295A1 (en) 2015-10-13 2017-04-20 Clarion Energy Llc Methods and systems for carbon nanofiber production
US10047959B2 (en) * 2015-12-29 2018-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injector for fuel spray nozzle
WO2017134481A1 (en) * 2016-02-02 2017-08-10 Monarch Power Technology (Hk) Ltd. A tapering spiral gas turbine for combined cooling, heating, power, pressure, work and water
US20180023472A1 (en) * 2016-07-22 2018-01-25 Brent Wei-Teh LEE Engine, rotary device, power generator, power generation system, and methods of making and using the same
US10718228B2 (en) * 2016-08-31 2020-07-21 Robert Lovejoy Goodwin Ring turbine arrangements for electricity generation and other applications
US11692443B2 (en) 2016-09-08 2023-07-04 Wesley Turbines Ip Limited Boundary layer turbomachine
WO2018184078A2 (en) * 2017-04-07 2018-10-11 Vujinovic Zoran Tesla threee phase hybrid rotary internal combustion engine
ES2784456T3 (es) * 2017-07-19 2020-09-25 Esquare Lab Ltd Turbina de Tesla con un distribuidor estático
CN108301876A (zh) * 2017-08-31 2018-07-20 李钢坤 一种旋转发动机的回转曲管转子
US11536456B2 (en) 2017-10-24 2022-12-27 General Electric Company Fuel and air injection handling system for a combustor of a rotating detonation engine
KR102452601B1 (ko) 2021-05-28 2022-10-06 두산에너빌리티 주식회사 출력 제어 메커니즘을 가진 대용량 유동형 수동력계
CN115899771B (zh) * 2022-12-19 2024-08-09 南京航空航天大学 一种用于高温升的同心环形旋流燃烧室

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB847359A (en) * 1956-08-24 1960-09-07 Vladimir Henry Pavlecka Supersonic centripetal compressor
US3007311A (en) * 1959-07-31 1961-11-07 Gulf Research Development Co Axial intake and exhaust turbine
US3831854A (en) * 1973-02-23 1974-08-27 Hitachi Ltd Pressure spray type fuel injection nozzle having air discharge openings
US3899875A (en) * 1974-01-16 1975-08-19 Robert A Oklejas Gas regeneration tesla-type turbine
US4197700A (en) * 1976-10-13 1980-04-15 Jahnig Charles E Gas turbine power system with fuel injection and combustion catalyst
US5709076A (en) * 1992-09-14 1998-01-20 Lawlor; Shawn P. Method and apparatus for power generation using rotating ramjet which compresses inlet air and expands exhaust gas against stationary peripheral wall
RU2124746C1 (ru) * 1997-08-11 1999-01-10 Закрытое акционерное общество "Кванта Инвест" Дихроичный поляризатор

Family Cites Families (156)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1061142A (en) * 1909-10-21 1913-05-06 Nikola Tesla Fluid propulsion
GB137550A (en) 1918-02-07 1920-01-22 Robert Harbison Hough Improvements in or relating to turbines or turbine compressors
GB186082A (en) 1921-03-24 1922-09-25 Nikola Tesla Improvements in the construction of steam and gas turbines
US2944397A (en) * 1951-03-23 1960-07-12 American Mach & Foundry Combustion chambers for gas turbine power plants
GB753561A (en) 1951-05-25 1956-07-25 Vladimir Henry Pavlecka Axial flow dynamic compressors, and gas turbine power plants utilising such compressors
US2739782A (en) * 1952-10-07 1956-03-27 Fairchild Engine & Airplane Variable area turbine nozzle
US3045428A (en) * 1960-07-06 1962-07-24 Walter G Finch Vortex gas turbine
US3157793A (en) * 1961-07-31 1964-11-17 Curtiss Wright Corp Turbo-alternator generator
US3309866A (en) * 1965-03-11 1967-03-21 Gen Electric Combustion process and apparatus
GB1150226A (en) 1965-05-27 1969-04-30 Lucas Industries Ltd Flame Tubes for Gas Turbine Engines.
JPS4218488Y1 (ru) 1966-10-26 1967-10-26
US4524587A (en) * 1967-01-10 1985-06-25 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4367639A (en) * 1969-10-06 1983-01-11 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4441337A (en) * 1981-03-03 1984-04-10 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4010018A (en) * 1970-10-06 1977-03-01 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US3688496A (en) 1971-03-17 1972-09-05 George C Sorensen Combustion type power plant having dual function cylindrical rotor and steam injection
US3751908A (en) 1971-06-23 1973-08-14 Georgia Tech Res Inst Turbine-compressor
US7438027B1 (en) 1971-07-08 2008-10-21 Hinderks Mitja V Fluid transfer in reciprocating devices
US7117827B1 (en) 1972-07-10 2006-10-10 Hinderks Mitja V Means for treatment of the gases of combustion engines and the transmission of their power
GB1416011A (en) 1972-11-01 1975-12-03 Bolesta D Gas turbine plants and related thermal process
US3999377A (en) 1974-01-16 1976-12-28 Oklejas Robert A Tesla-type turbine with alternating spaces on the rotor of cooling air and combustion gases
DE2405134C2 (de) 1974-01-30 1985-08-08 Reinhart Dipl.-Phys. Dr.-Ing. 1000 Berlin Radebold Verfahren zur Speicherung von Exergie in Form freier Enthalpie chemischer Verbindungen und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens
US4084371A (en) * 1974-07-24 1978-04-18 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4586328A (en) * 1974-07-24 1986-05-06 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4563875A (en) * 1974-07-24 1986-01-14 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US3990228A (en) 1974-09-30 1976-11-09 Bailey And Kimmel, Inc. Method and apparatus for converting heat energy into mechanical energy
US4136530A (en) * 1975-04-18 1979-01-30 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4040251A (en) * 1975-06-04 1977-08-09 Northern Research And Engineering Corporation Gas turbine combustion chamber arrangement
US4151709A (en) * 1975-09-19 1979-05-01 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
US4018043A (en) * 1975-09-19 1977-04-19 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
US4186554A (en) * 1975-11-10 1980-02-05 Possell Clarence R Power producing constant speed turbine
US4036584A (en) 1975-12-18 1977-07-19 Glass Benjamin G Turbine
US4078529A (en) * 1976-04-15 1978-03-14 Douglas Warwick Rotary engine
US4109549A (en) 1976-06-28 1978-08-29 Vincent Raymond A Dynamic balancer for rotating bodies and method of manufacturing same
US4116273A (en) 1976-07-29 1978-09-26 Fisher Sidney T Induction heating of coal in situ
US4043393A (en) 1976-07-29 1977-08-23 Fisher Sidney T Extraction from underground coal deposits
US4236490A (en) 1977-01-14 1980-12-02 A. C. Engines, Inc. Internal combustion engine
US4201512A (en) * 1977-08-23 1980-05-06 Cerla N.V. Radially staged drag turbine
US4229938A (en) 1978-08-28 1980-10-28 Gallagher William A Rotary internal combustion engine
US4241576A (en) 1979-01-15 1980-12-30 Gertz David C Gas turbine engine
US4334841A (en) * 1979-04-02 1982-06-15 Barlow Henry A Mechanical devices forming an engine
ES8102270A1 (es) * 1979-09-05 1980-12-16 Paraskevas Dim Nikiforakis Perfeccionamientos en un turbomotor de volumen constante y de llama transmitida.
US4357794A (en) 1980-07-17 1982-11-09 Alexander Nelson Rotary-reactive internal combustion engine 4-360
US4347698A (en) 1980-07-17 1982-09-07 Alexander Nelson Rotary-reactive internal combustion engine 2-360
JPS57160970A (en) * 1981-03-27 1982-10-04 Omori Mamoru Silicon carbide sintered formed body and manufacture
CA1191702A (en) * 1981-10-22 1985-08-13 Gaston Lavoie Engine
DE3145783A1 (de) * 1981-11-19 1983-05-26 Michael 8510 Fürth Zettner Verbrennungsmotor
US4741154A (en) * 1982-03-26 1988-05-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Rotary detonation engine
US4835960A (en) * 1982-07-22 1989-06-06 Skoczkowski Andzej M High compression gas turbine engine
US4534699A (en) 1983-06-22 1985-08-13 Possell Clarence P Coal fired turbine
US4620414A (en) 1983-07-27 1986-11-04 Dieter Christ Gas turbine engine
US4795113A (en) * 1984-02-06 1989-01-03 Minovitch Michael Andrew Electromagnetic transportation system for manned space travel
DE3614504A1 (de) * 1986-04-29 1987-11-05 Daimler Benz Ag Aussenschale eines pumpenrades einer hydrodynamischen stroemungseinheit
JPS63201326A (ja) 1987-02-16 1988-08-19 Juichi Unno ガスタ−ビン
US4912923A (en) * 1987-02-24 1990-04-03 Lin Abraham S Double-rotor rotary engine and turbine
US4843823A (en) 1987-04-09 1989-07-04 Trustees Of The University Of Pennsylvania Use of ejectors for high temperature power generation
GB2219653B (en) * 1987-12-18 1991-12-11 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
US5065073A (en) 1988-11-15 1991-11-12 Frus John R Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5245252A (en) 1988-11-15 1993-09-14 Frus John R Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5148084A (en) 1988-11-15 1992-09-15 Unison Industries, Inc. Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5109671A (en) * 1989-12-05 1992-05-05 Allied-Signal Inc. Combustion apparatus and method for a turbine engine
US5174108A (en) * 1989-12-11 1992-12-29 Sundstrand Corporation Turbine engine combustor without air film cooling
US5111655A (en) * 1989-12-22 1992-05-12 Sundstrand Corporation Single wall combustor assembly
US5090198A (en) * 1990-05-04 1992-02-25 Rolls-Royce Inc. & Rolls-Royce Plc Mounting assembly
US5263313A (en) 1990-11-19 1993-11-23 Chow Andrew W Circular internal thrust engine
US5138831A (en) 1991-03-07 1992-08-18 Cowan Sr Howard H Air cooled rotary combustion engine
US5161368A (en) 1991-05-20 1992-11-10 Alphonse Pomerleau Stationary reactor and rotary motor
US5237814A (en) 1991-06-11 1993-08-24 Chen Suh P Internal combustion rotary engine
US5404868A (en) * 1992-03-31 1995-04-11 Vedanta Society Of Western Washington Apparatus using a balloon supported reflective surface for reflecting light from the sun
JP2894084B2 (ja) * 1992-05-15 1999-05-24 トヨタ自動車株式会社 旋回型環状燃焼器
US5279110A (en) * 1992-06-12 1994-01-18 Lin Abraham S Double-rotor rotary engine and turbine
US5501070A (en) * 1992-07-06 1996-03-26 Lin; Abraham S. Double-rotor rotary engine and turbine
US5309718A (en) * 1992-09-14 1994-05-10 Hughes Aircraft Company Liquid fuel turbocharged power plant and method
US5372005A (en) * 1992-09-14 1994-12-13 Lawler; Shawn P. Method and apparatus for power generation
US5384051A (en) * 1993-02-05 1995-01-24 Mcginness; Thomas G. Supercritical oxidation reactor
US5474043A (en) 1994-06-17 1995-12-12 Mallen Research Ltd. Partnership Helicotoroidal vane rotary engine
JP2716375B2 (ja) * 1994-10-12 1998-02-18 マルコム・マックロード タービン装置
CN1187232A (zh) 1995-06-07 1998-07-08 肖恩·P·劳勒 用于产生动力的改进方法和装置
US5932940A (en) * 1996-07-16 1999-08-03 Massachusetts Institute Of Technology Microturbomachinery
US6247472B1 (en) * 1996-08-02 2001-06-19 Thomas Stillman Moseley Method and apparatus for using readily available heat to compress air for supply to a collapsible and portable hyperbaric chamber
EE9900244A (et) * 1996-12-16 1999-12-15 Ramgen Power Systems, Inc. Otsevoolureaktiivmootor energia genereerimiseks
US5839270A (en) 1996-12-20 1998-11-24 Jirnov; Olga Sliding-blade rotary air-heat engine with isothermal compression of air
US5938975A (en) * 1996-12-23 1999-08-17 Ennis; Bernard Method and apparatus for total energy fuel conversion systems
DE59710046D1 (de) * 1997-03-20 2003-06-12 Alstom Switzerland Ltd Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
US5864221A (en) * 1997-07-29 1999-01-26 Trw Inc. Dedicated avionics standby power supply
WO1999017016A2 (en) * 1997-09-18 1999-04-08 Alliedsignal Inc. High pulse rate ignition source
US6854437B1 (en) * 1997-10-16 2005-02-15 Jesus Vazquez Continuous flow expandable chamber and dynamic displacement rotary devices
US6273673B1 (en) 1997-11-25 2001-08-14 William A. Wootten Ball turbine
US5885057A (en) * 1997-11-25 1999-03-23 Wootten; William A. Method and apparatus for using nucleate steam bubbles in steam and/or gas compression
US6272863B1 (en) * 1998-02-18 2001-08-14 Precision Combustion, Inc. Premixed combustion method background of the invention
GB0025150D0 (en) * 2000-10-13 2000-11-29 Air Prod & Chem A process and apparatus for the production of synthesis gas
AU761962B2 (en) 1998-08-18 2003-06-12 Lg Electronics Inc. Penetration type washing machine, method for controlling the same, and tub cover for the same
US5960625A (en) 1998-08-21 1999-10-05 Zdvorak, Sr.; Edward H. Constant volume combustion turbine with plurality flow turbine wheels
US6602920B2 (en) * 1998-11-25 2003-08-05 The Texas A&M University System Method for converting natural gas to liquid hydrocarbons
US6298821B1 (en) 1999-04-12 2001-10-09 Alexander Alexandrovich Bolonkin Bolonkin rotary engine
US6257195B1 (en) 2000-02-14 2001-07-10 Arthur Vanmoor Internal combustion engine with substantially continuous fuel feed and power output
AUPQ446299A0 (en) * 1999-12-02 2000-01-06 Collins, Ralph Micromachines
US6779964B2 (en) 1999-12-23 2004-08-24 Daniel Christopher Dial Viscous drag impeller components incorporated into pumps, turbines and transmissions
US6375412B1 (en) * 1999-12-23 2002-04-23 Daniel Christopher Dial Viscous drag impeller components incorporated into pumps, turbines and transmissions
US7341424B2 (en) * 1999-12-23 2008-03-11 Dial Discoveries, Inc. Turbines and methods of generating power
DE50109946D1 (de) 2000-08-30 2006-07-06 Voith Turbo Kg Verfahren zur drehzahlregelung einer antriebsmaschine
US6368078B1 (en) 2000-11-27 2002-04-09 John F. Palumbo Bladeless turbocharger
US6692232B1 (en) * 2001-03-16 2004-02-17 Guy Louis Letourneau Rotor assembly for disc turbine
US7382332B2 (en) 2001-05-30 2008-06-03 Essig Jr John Raymond Modular inflatable multifunction field-deployable apparatus and methods of manufacture
NZ537354A (en) * 2001-05-30 2006-08-31 John R Essig Inflatable multi-function parabolic reflector apparatus and methods of manufacture
US20030053909A1 (en) * 2001-07-09 2003-03-20 O'hearen Scott Douglas Radial turbine blade system
US6668539B2 (en) 2001-08-20 2003-12-30 Innovative Energy, Inc. Rotary heat engine
US6341590B1 (en) * 2001-12-17 2002-01-29 BARRERA RENé MANUEL Rotary engine
JP4031244B2 (ja) * 2001-12-28 2008-01-09 京セラ株式会社 耐食性セラミックス
WO2003085254A1 (en) 2002-04-04 2003-10-16 Illusion Technologies, Llc Miniature/micro scale power generation system
CA2382382A1 (fr) * 2002-04-16 2003-10-16 Universite De Sherbrooke Moteur rotatif continu a combustion induite par onde de choc
AU2003233159A1 (en) 2002-06-26 2004-01-19 R-Jet Engineering Ltd. Orbiting combustion nozzle engine
US20040000145A1 (en) * 2002-06-27 2004-01-01 Leyva Ivett Alejandra Method and apparatus for generating torque
US6955053B1 (en) * 2002-07-01 2005-10-18 Hamilton Sundstrand Corporation Pyrospin combuster
US6973792B2 (en) * 2002-10-02 2005-12-13 Kenneth Hicks Method of and apparatus for a multi-stage boundary layer engine and process cell
US20050126171A1 (en) * 2002-11-01 2005-06-16 George Lasker Uncoupled, thermal-compressor, gas-turbine engine
US6796123B2 (en) 2002-11-01 2004-09-28 George Lasker Uncoupled, thermal-compressor, gas-turbine engine
US6926496B2 (en) * 2002-12-31 2005-08-09 General Electric Company High temperature turbine nozzle for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing
GB2398863B (en) 2003-01-31 2007-10-17 Alstom Combustion Chamber
NL1022785C2 (nl) * 2003-02-26 2004-08-30 Tendris Solutions Bv Pomp of turbine, aandrijving die een dergelijke pomp of turbine omvat en buitenboordmotor.
NL1022803C2 (nl) * 2003-02-28 2004-08-31 Micro Turbine Technology B V Micro reactie turbine met geïntegreerde verbrandingskamer en rotor.
US8333060B2 (en) * 2003-02-28 2012-12-18 Micro Turbine Technology B.V. Micro reaction turbine with integrated combustion chamber and rotor
US7062900B1 (en) * 2003-06-26 2006-06-20 Southwest Research Institute Single wheel radial flow gas turbine
US6996990B2 (en) * 2003-08-27 2006-02-14 General Electric Company Flow controller for gas turbine combustors
US20050126755A1 (en) * 2003-10-31 2005-06-16 Berry Jonathan D. Method and apparatus for improved flame stabilization
US7300568B2 (en) * 2003-11-21 2007-11-27 Bp Corporation North America Inc. Method of manufacturing oxygenated fuel
US7192244B2 (en) * 2004-02-23 2007-03-20 Grande Iii Salvatore F Bladeless conical radial turbine and method
DE102004011607B4 (de) 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
US20060088138A1 (en) * 2004-04-07 2006-04-27 Andre Jouanneau Method and apparatus for the generation and the utilization of plasma solid
US7168949B2 (en) * 2004-06-10 2007-01-30 Georgia Tech Research Center Stagnation point reverse flow combustor for a combustion system
US7241106B2 (en) 2004-06-14 2007-07-10 Avina David Christopher Combined cycle boundary layer turbine
JP4256820B2 (ja) 2004-06-29 2009-04-22 三菱重工業株式会社 デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体
US6983604B1 (en) * 2004-07-30 2006-01-10 Samuel Barran Tafoya Thermodynamic pressure generator
US20060216149A1 (en) 2004-10-26 2006-09-28 Wilson Erich A Fluid Flow Channels in Bladeless Compressors, Turbines and Pumps
US7180216B2 (en) * 2004-12-18 2007-02-20 Light Engineering, Inc. High-intensity discharge lighting system and alternator power supply
US7497012B2 (en) * 2004-12-21 2009-03-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel nozzle manufacturing
US7390163B2 (en) * 2005-06-15 2008-06-24 Luke W. Clauson Radial flow turbine
DE102006051063A1 (de) 2005-08-18 2008-05-08 Seemann Gmbh Dampfturbine mit geschlossenem Fluidkreislauf
DE102005039024A1 (de) 2005-08-18 2007-02-22 Seemann Gmbh Dampfturbine mit geschlossenem Fluidkreislauf und Porenbrenner
US7621253B2 (en) * 2005-12-09 2009-11-24 Mirabile Nicholas F Internal turbine-like toroidal combustion engine
US7591129B2 (en) 2005-12-29 2009-09-22 Kenneth Erwin Worrell Rotary piston engine
FR2897145B1 (fr) * 2006-02-08 2013-01-18 Snecma Chambre de combustion annulaire de turbomachine a fixations alternees.
US7727495B2 (en) * 2006-04-10 2010-06-01 United Technologies Corporation Catalytic reactor with swirl
RU2008145876A (ru) 2006-04-21 2010-05-27 Шелл Интернэшнл Рисерч Маатсхаппий Б.В. (NL) Нагреватели с ограничением температуры, в которых используется фазовое преобразование ферромагнитного материала
CN100443806C (zh) * 2006-05-16 2008-12-17 北京航空航天大学 切向驻涡燃烧室
US7984684B2 (en) * 2006-10-06 2011-07-26 Mitja Victor Hinderks Marine hulls and drives
CA2666947C (en) * 2006-10-20 2016-04-26 Shell Internationale Research Maatschappij B.V. Heating tar sands formations while controlling pressure
US7559701B2 (en) 2007-03-19 2009-07-14 General Electric Company High-temperature pressure sensor and method of assembly
US7703285B2 (en) 2007-03-27 2010-04-27 Chromalox, Inc. System and method for generating electricity from super critical water oxidation process
WO2008131179A1 (en) * 2007-04-20 2008-10-30 Shell Oil Company In situ heat treatment from multiple layers of a tar sands formation
US20080276622A1 (en) 2007-05-07 2008-11-13 Thomas Edward Johnson Fuel nozzle and method of fabricating the same
US8262817B2 (en) 2007-06-11 2012-09-11 Honeywell International Inc. First stage dual-alloy turbine wheel
FR2918443B1 (fr) * 2007-07-04 2009-10-30 Snecma Sa Chambre de combustion comportant des deflecteurs de protection thermique de fond de chambre et moteur a turbine a gaz en etant equipe
RU2343296C1 (ru) 2007-08-06 2009-01-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский политехнический университет Камера сгорания двигателя внутреннего сгорания (варианты)
GB2451704A (en) 2007-08-10 2009-02-11 Keven Chappell Gas turbine engine with compressor formed from a plurality of stacked surfaces

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB847359A (en) * 1956-08-24 1960-09-07 Vladimir Henry Pavlecka Supersonic centripetal compressor
US3007311A (en) * 1959-07-31 1961-11-07 Gulf Research Development Co Axial intake and exhaust turbine
US3831854A (en) * 1973-02-23 1974-08-27 Hitachi Ltd Pressure spray type fuel injection nozzle having air discharge openings
US3899875A (en) * 1974-01-16 1975-08-19 Robert A Oklejas Gas regeneration tesla-type turbine
US4197700A (en) * 1976-10-13 1980-04-15 Jahnig Charles E Gas turbine power system with fuel injection and combustion catalyst
US5709076A (en) * 1992-09-14 1998-01-20 Lawlor; Shawn P. Method and apparatus for power generation using rotating ramjet which compresses inlet air and expands exhaust gas against stationary peripheral wall
RU2124746C1 (ru) * 1997-08-11 1999-01-10 Закрытое акционерное общество "Кванта Инвест" Дихроичный поляризатор

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2623592C1 (ru) * 2016-06-16 2017-06-28 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Роторный газотурбинный двигатель
RU2702317C1 (ru) * 2019-07-01 2019-10-07 Сергей Константинович Исаев Роторный биротативный газотурбинный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0914492A2 (pt) 2015-10-27
KR101748332B1 (ko) 2017-06-28
JP2012507687A (ja) 2012-03-29
HK1162633A1 (zh) 2012-08-31
US9243805B2 (en) 2016-01-26
EP2347099A1 (en) 2011-07-27
RU2011116885A (ru) 2012-12-20
US8863530B2 (en) 2014-10-21
KR20170073707A (ko) 2017-06-28
EP2347099A4 (en) 2017-05-10
US20180187596A1 (en) 2018-07-05
CA2739808C (en) 2020-01-07
JP2015038420A (ja) 2015-02-26
CN102203388A (zh) 2011-09-28
JP5844641B2 (ja) 2016-01-20
CA2739808A1 (en) 2010-05-06
US20140345291A1 (en) 2014-11-27
WO2010051338A1 (en) 2010-05-06
US20100107647A1 (en) 2010-05-06
KR101810599B1 (ko) 2017-12-20
CN105201560A (zh) 2015-12-30
CN102203388B (zh) 2015-11-25
KR20110088527A (ko) 2011-08-03
US20160138469A1 (en) 2016-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2551469C2 (ru) Тороидальная газовая турбина пограничного слоя
US6651645B1 (en) Pressurized combustion and heat transfer process and apparatus
RU2660734C2 (ru) Камера сгорания с повышением давления (варианты) и способ её эксплуатации
JP2005524038A (ja) 無炎の酸化が行われる燃焼室
JP4440780B2 (ja) ガスタービン燃焼システムのための一体型燃焼器及びノズル
US11708973B2 (en) Combustor
US10401032B2 (en) Toroidal combustion chamber
KR102641804B1 (ko) 버너 및 이를 포함하는 물 가열기
JP4597986B2 (ja) 流体燃料のバーナ
KR102624663B1 (ko) 물 가열기
EP3545236B1 (en) Combustor
JP3143757U (ja) 加熱空気によるガス燃焼装置
CN110906328A (zh) 一种高效预热防回火的小型圆盘预混燃烧器

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20140924

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20141125

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201030