RU2597351C2

RU2597351C2 - Internal combustion engine

Info

Publication number: RU2597351C2
Application number: RU2012116486/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Фомич Архипов
Original assignee: Николай Фомич Архипов
Priority date: 2012-04-24
Filing date: 2012-04-24
Publication date: 2016-09-10
Also published as: RU2012116486A

Abstract

FIELD: engines.

SUBSTANCE: invention relates to propulsion engineering and can be used in automobile, ship building and other transport industries. Internal combustion engine includes a first body, air intake branch pipe, shaft articulated with shaft of turbine and electric generator, a combustion chamber, fuel injector, compressor, annular recuperator and exhaust pipe. Engine is additionally equipped with second body, gear with external teeth, gear with internal teeth and shaped blades on shell with inner side. Second body comprises combustion chamber, turbine, pinion with outside teeth gear with internal teeth and shell with shaped blades. Combustion chamber is joined to shaft, gear with external teeth is rigidly fixed on hub of combustion chamber. Shell with shaped blades is coupled with gear with internal teeth. Combustion chamber is made in form of hollow spheroid along perimeter of which there are holes linked with rectangular bent nozzles, each of which is located opposite corresponding shaped blade. Outputs of shaped blades are arranged opposite corresponding turbine blades. Air intake branch pipe arranged in front of electric generator is connected to first input of recuperator. First output of recuperator is connected to compressor inlet, output of which is connected to first input of combustion chamber, second input of which is connected with fuel injector located coaxially to combustion chamber and shaft. Front wall of second housing located downstream of turbine is connected to second input of recuperator by a pipe, and second output of recuperator is connected with exhaust branch pipe.

EFFECT: higher efficiency and reduced fuel consumption in transition modes of engine operation.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть применено в автомобильной, судостроительной и других транспортных отраслях.The invention relates to the field of engine building and can be applied in the automotive, shipbuilding and other transport industries.

Существует класс поршневых двигателей внутреннего сгорания, например, а.с. СССР №761771, МКИ F16Н 21/18, опубликовано 07.09.80, в которых химическая энергия топлива превращается в механическую энергию путем превращения возвратно-поступательного движения поршня во вращательное движение вала с помощью кривошипно-шатунного механизма.There is a class of reciprocating internal combustion engines, for example, a.s. USSR No. 761771, MKI F16H 21/18, published 07.09.80, in which the chemical energy of the fuel is converted into mechanical energy by converting the reciprocating motion of the piston into rotational motion of the shaft using a crank mechanism.

Недостатками поршневых двигателей являются громоздкость, сильный шум, небольшой ресурс, необходимость систем охлаждения и смазки, большое количество изнашиваемых частей, высокое потребление топлива, низкий коэффициент полезного действия.Disadvantages of piston engines are cumbersome, loud noise, low resource, the need for cooling and lubrication systems, a large number of wearing parts, high fuel consumption, low efficiency.

Существует класс роторных двигателей внутреннего сгорания, которые подразделяются на роторно-поршневые (например, роторно-поршневой двигатель Ванкеля) и роторно-лопастные (например, роторно-лопастный двигатель Вигриянова) - Интернет, БСЭ, Википедия. В роторных двигателях химическая энергия топлива превращается в механическую путем вращения ротора, соединенного с валом. Основным недостатком известных модификаций роторно-поршневых двигателей являются небольшой ресурс их работы вследствие быстрого износа рабочих поверхностей, что обусловлено наличием больших центробежных сил, действующих на рабочие органы двигателя. Основным недостатком роторно-лопастных двигателей является сложная система управления лопастями, что приводит к снижению рабочего ресурса вследствие быстрого износа синхронизатора. Общим недостатком роторных двигателей является ненадежная работа уплотнений. В результате роторные двигатели по совокупности недостатков имеют низкие коэффициент полезного действия и надежность.There is a class of rotary internal combustion engines, which are divided into rotary piston (for example, Wankel rotary piston engine) and rotary vane (for example, Vigriyanov rotary vane engine) - Internet, TSB, Wikipedia. In rotary engines, the chemical energy of the fuel is converted into mechanical energy by rotating the rotor connected to the shaft. The main disadvantage of the known modifications of rotary piston engines is the small resource of their work due to the rapid wear of the working surfaces, due to the presence of large centrifugal forces acting on the working parts of the engine. The main disadvantage of rotary vane engines is the complex blade control system, which leads to a reduction in working life due to the rapid wear of the synchronizer. A common disadvantage of rotary engines is the unreliable operation of the seals. As a result, rotary engines with a combination of disadvantages have low efficiency and reliability.

Известен класс газотурбинных двигателей внутреннего сгорания, в частности микротурбина Castone (Internet), конструкция которой принята за прототип как наиболее близкое техническое решение заявляемому изобретению.A known class of gas turbine internal combustion engines, in particular Castone (Internet) microturbine, the design of which is adopted as a prototype as the closest technical solution to the claimed invention.

Микротурбина Castone содержит корпус, в котором расположены кольцевая камера сгорания, кольцевой рекуператор, воздухозаборный патрубок, инжектор топлива, выхлопной патрубок и вращающийся в подшипниках неразрезной вал, на котором соосно жестко закреплены последовательно электрогенератор, компрессор и турбина, причем воздухозаборный патрубок расположен перед электрогенератором и соединен с входом компрессора, выход которого соединен с первым входом рекуператора, первый выход рекуператора соединен с первым входом камеры сгорания, второй вход которой соединен с инжектором топлива, расположенным на корпусе перпендикулярно оси корпуса, выход камеры сгорания соединен через турбину со вторым входом рекуператора, а выхлопной патрубок соединен со вторым выходом рекуператора.A Castone microturbine contains a housing in which an annular combustion chamber, an annular recuperator, an air intake pipe, a fuel injector, an exhaust pipe and a continuous shaft rotating in bearings are mounted, on which an electric generator, a compressor and a turbine are coaxially fixed in series, the air pipe being located in front of the electric generator and connected with the compressor input, the output of which is connected to the first input of the recuperator, the first output of the recuperator is connected to the first input of the combustion chamber, the second the input of which is connected to a fuel injector located on the housing perpendicular to the axis of the housing, the output of the combustion chamber is connected through a turbine to the second inlet of the recuperator, and the exhaust pipe is connected to the second outlet of the recuperator.

Недостатком известного технического решения, выбранного в качестве прототипа, является низкий коэффициент полезного действия (max 38%). Кроме того, общим недостатком газотурбинных двигателей является низкая приемистость (большая инерционность) и повышенный расход топлива в переходных режимах (при приеме нагрузки), что ограничивает их применение на транспорте.A disadvantage of the known technical solution, selected as a prototype, is the low efficiency (max 38%). In addition, a common drawback of gas turbine engines is the low throttle response (high inertia) and increased fuel consumption in transient conditions (when receiving a load), which limits their use in transport.

Технической задачей предлагаемого изобретения является увеличение коэффициента полезного действия и снижение расхода топлива при переходных режимах работы.The technical task of the invention is to increase the efficiency and reduce fuel consumption during transient conditions.

Технический результат достигается за счет непрерывного сгорания топлива в непрерывно вращающейся камере сгорания, с которой сочленен рабочий вал и электрогенератор, при этом крутящий момент реализуется за счет суммирования величины крутящего момента, создаваемого реактивными струями и величины крутящего момента, создаваемого кинетической энергией газов.The technical result is achieved due to the continuous combustion of fuel in a continuously rotating combustion chamber, with which the working shaft and the electric generator are coupled, while the torque is realized by summing the magnitude of the torque created by the jet jets and the magnitude of the torque created by the kinetic energy of the gases.

Поставленная задача решается тем, что двигатель внутреннего сгорания, включающий первый корпус, воздухозаборный патрубок, вал, кинематически связанные с валом турбину и электрогенератор, камеру сгорания, инжектор топлива, компрессор, кольцевой рекуператор и выхлопной патрубок, дополнительно снабжен вторым корпусом, шестерней с внешними зубьями, шестерней с внутренними зубьями и обечайкой с закрепленными на внутренней стороне обечайки профилированными лопатками, причем во втором корпусе расположены камера сгорания, турбина, шестерня с внешними зубьями, шестерня с внутренними зубьями и обечайка с профилированными лопатками, при этом камера сгорания и турбина сочленены с валом, шестерня с внешними зубьями жестко закреплена на ступице камеры сгорания, шестерня с внутренними зубьями входит в зацепление с шестерней с внешними зубьями, обечайка с профилированными лопатками сочленена с шестерней с внутренними зубьями, ступица камеры сгорания и вал вращаются на подшипниках, камера сгорания выполнена в виде полого сфероида, по периметру которого расположены отверстия, сочлененные с прямоугольно изогнутыми соплами, каждое из которых расположено напротив соответствующей профилированной лопатки, выходы профилированных лопаток расположены напротив соответствующих лопаток турбины, воздухозаборный патрубок, расположенный перед электрогенератором, соединен с первым входом рекуператора, первый выход которого соединен с входом компрессора, выход которого соединен с первым входом камеры сгорания, второй вход которой соединен с инжектором топлива, расположенным соосно с камерой сгорания и валом, фронтальная стенка второго корпуса, расположенная за турбиной, соединена с вторым входом рекуператора посредством трубок, а второй выход рекуператора соединен с выхлопным патрубком.The problem is solved in that the internal combustion engine, comprising a first housing, an intake pipe, a shaft kinematically connected to the shaft of the turbine and electric generator, a combustion chamber, a fuel injector, a compressor, an annular heat exchanger and an exhaust pipe, is additionally equipped with a second housing, a gear with external teeth , a gear with internal teeth and a shell with profiled blades fixed on the inner side of the shell, and in the second case there is a combustion chamber, a turbine, a gear external teeth, a gear with internal teeth and a shell with shaped blades, while the combustion chamber and turbine are articulated with a shaft, a gear with external teeth is rigidly fixed to the hub of the combustion chamber, a gear with internal teeth engages with a gear with external teeth, a shell with profiled blades articulated with gear with internal teeth, the hub of the combustion chamber and the shaft rotate on bearings, the combustion chamber is made in the form of a hollow spheroid, along the perimeter of which holes are located, connected with rectangular curved nozzles, each of which is opposite the corresponding profiled blades, the outputs of the profiled blades are located opposite the corresponding turbine blades, the air intake pipe located in front of the generator is connected to the first input of the recuperator, the first output of which is connected to the compressor input, the output of which is connected to the first the input of the combustion chamber, the second input of which is connected to the fuel injector located coaxially with the combustion chamber and the shaft, frontal with the second housing casing, located behind the turbine, is connected to the second inlet of the recuperator by means of tubes, and the second outlet of the recuperator is connected to the exhaust pipe.

Двигатель на фиг.1 содержит следующие элементы. В первый (внешний) корпус 1 врезаны воздухозаборный патрубок 2 и выхлопной патрубок 3. Кроме того, в первом корпусе 1 и опорном фланце 4, выполненном в виде крыльчатки, закреплен инжектор топлива 5, который входит в ступицу 6 камеры сгорания 7. Камера сгорания выполнена полой в форме сфероида (в частном случае в форме шара) и сочленена с валом 8, на котором закреплены также турбина 9 и электрогенератор 10. Ступица 6 камеры сгорания 7 и вал 8 могут вращаться на подшипниках 11. Кроме подачи топлива, инжектор топлива 5 служит валом для компрессора 12, который вращается на подшипнике 13. На ступице 6 жестко закреплена шестерня 14 с внешними зубьями, с которой входит во внутреннее зацепление шестерня 15 с внутренними зубьями. Шестерня 15 сочленена с обечайкой 16, на внутренней стороне которой закреплены профилированные лопатки 17. Камера сгорания 7 по периметру имеет отверстия, сочлененные с соплами 18, изогнутыми под прямым углом. Количество сопел должно быть четным (два, четыре и т.д.) и располагаться симметрично относительно оси камеры сгорания. Концы сопел 18 находятся напротив начала профилированных лопаток 17 на некотором расстоянии от лопаток. Лопатки 17 выполнены в виде каналов, на начальных участках которых, находящихся напротив сопел 18, вырезаны круглые отверстия. Конечные участки лопаток изогнуты и подведены к лопаткам турбины 9 на некотором расстоянии от лопаток турбины. Количество профилированных лопаток 17 и лопаток турбины 9 соответствует количеству сопел. Камера сгорания 7, шестерня 14 и шестерня 15 с обечайкой 16, а также турбина 9 расположены во втором (внутреннем) корпусе 19. Корпуса 1 и 19 скреплены между собой корпусом кольцевого рекуператора 20. Для устойчивости корпуса 1 и 19 могут дополнительно соединены стойками (на чертеже не показаны). Фронтальная стенка корпуса 19, находящаяся за турбиной, соединена с рекуператором 20 трубками 21, количество и диаметр которых обеспечивают свободный выход газов из камеры сгорания 7 в атмосферу через выхлопной патрубок 3. На фиг.2 изображен разрез А-А камеры сгорания 7 с соплами 18, а также профилированными лопатками 17, закрепленными на обечайке 16.The engine in figure 1 contains the following elements. Into the first (external) housing 1, an air intake pipe 2 and an exhaust pipe 3 are inserted. In addition, a fuel injector 5 is mounted in the first housing 1 and the support flange 4, which is included in the hub 6 of the combustion chamber 7. The combustion chamber is made hollow in the form of a spheroid (in the particular case in the form of a ball) and articulated with a shaft 8, on which are also mounted a turbine 9 and an electric generator 10. The hub 6 of the combustion chamber 7 and the shaft 8 can rotate on bearings 11. In addition to supplying fuel, the fuel injector 5 serves shaft for compressor 12, which rotates on the bearing 13. On the hub 6, the gear 14 with the external teeth is rigidly fixed, with which the gear 15 with the internal teeth engages. The gear 15 is articulated with a shell 16, on the inside of which profiled blades are fixed 17. The combustion chamber 7 along the perimeter has openings articulated with nozzles 18, bent at right angles. The number of nozzles should be even (two, four, etc.) and should be located symmetrically relative to the axis of the combustion chamber. The ends of the nozzles 18 are opposite the beginning of the shaped blades 17 at a certain distance from the blades. The blades 17 are made in the form of channels, in the initial sections of which, opposite the nozzles 18, round holes are cut. The final sections of the blades are bent and brought to the blades of the turbine 9 at some distance from the turbine blades. The number of profiled blades 17 and turbine blades 9 corresponds to the number of nozzles. The combustion chamber 7, the gear 14 and the gear 15 with the shell 16, as well as the turbine 9 are located in the second (inner) casing 19. Cases 1 and 19 are fastened together by the casing of the annular heat exchanger 20. For stability, the casing 1 and 19 can be additionally connected by racks (on not shown). The front wall of the housing 19, located behind the turbine, is connected to the recuperator 20 by tubes 21, the number and diameter of which provide a free exit of gases from the combustion chamber 7 to the atmosphere through the exhaust pipe 3. Figure 2 shows a section AA of the combustion chamber 7 with nozzles 18 , as well as profiled blades 17, mounted on the shell 16.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

При пуске двигателя осуществляют запуск компрессора 10 от внешнего источника питания (аккумуляторной батареи, суперконденсатора и т.п.). Вращаясь на подшипнике 13, компрессор 10 затягивает воздух из атмосферы через воздухозаборный патрубок 2 и рекуператор 20. Из компрессора 10 воздух под давлением поступает в камеру сгорания 7 через фланец-крыльчатку 4, с помощью которой закручивается до вращательного движения. Одновременно с запуском компрессора 10 из системы питания (на чертеже не показана) через инжектор 5 в камеру сгорания 7 под давлением подается топливо, которое распыляется инжектором и вращающимся потоком воздуха. Образующаяся топливовоздушная смесь является обедненной, т.к. коэффициент избытка воздуха будет кратным по отношению к минимально необходимому для окисления топлива. В начальный момент времени топливовоздушная смесь воспламеняется от свечи зажигания, располагающейся на конце инжектора топлива 5 (на чертеже не показана), вследствие чего образуется факел и вновь поступающая топливовоздушная смесь самовоспламеняется, поддерживая тем самым устойчивое горение факела. В процессе горения топлива в замкнутом объеме камеры сгорания 7 образуются газы с высокими давлением и температурой. Из камеры сгорания газы под большим давлением поступают в прямоугольно изогнутые сопла 18, истекая из которых и расширяясь, образуют реактивную тягу. Сила реактивной тяги каждого сопла определяется выражением (Интернет, Википедия, воздушно-реактивные двигатели):When starting the engine, the compressor 10 is started from an external power source (battery, supercapacitor, etc.). Rotating on the bearing 13, the compressor 10 draws air from the atmosphere through the intake pipe 2 and the recuperator 20. From the compressor 10, air under pressure enters the combustion chamber 7 through the impeller flange 4, with which it is twisted to rotational motion. Simultaneously with the start of the compressor 10 from the power system (not shown) through the injector 5, fuel is injected into the combustion chamber 7 under pressure, which is atomized by the injector and a rotating air stream. The resulting air-fuel mixture is lean because the excess air coefficient will be a multiple of the minimum necessary for fuel oxidation. At the initial moment of time, the air-fuel mixture ignites from the spark plug located on the end of the fuel injector 5 (not shown in the drawing), as a result of which a torch is formed and the newly arriving air-fuel mixture ignites spontaneously, thereby maintaining stable flame burning. In the process of burning fuel in a closed volume of the combustion chamber 7, gases with high pressure and temperature are formed. Gases from the combustion chamber come under high pressure into rectangular bent nozzles 18, flowing out of them and expanding to form a jet thrust. The jet thrust of each nozzle is determined by the expression (Internet, Wikipedia, jet engines):

P=G*(c-v), (1)P = G * (c-v), (1)

где:Where:

Р - сила тяги;P is the traction force;

G - секундный расход массы рабочего тела через сопло;G is the second mass flow rate of the working fluid through the nozzle;

с - скорость истечения реактивной струи газа из сопла;C is the velocity of the jet of gas from the nozzle;

v - скорость движения (вращения) камеры сгорания.v is the speed of movement (rotation) of the combustion chamber.

Из выражения видно, что сила реактивной тяги тем больше, чем больше скорость истечения газов из сопла и чем больше масса проходящих через сопло газов, т.е. чем больше давление и температура образовавшихся при горении топлива газов. Сопла расположены попарно и симметрично относительно центра камеры сгорания, при этом реактивная тяга попарно расположенных и прямоугольно изогнутых сопел создают крутящий момент (принцип сегнерова колеса), который заставляет вращаться камеру сгорания и сочлененный с ней вал 8, на котором, в свою очередь, жестко закреплены турбина 9 и электрогенератор 10. Величина крутящего момента равна произведению силы реактивной тяги на плечо, которым в данном случае является расстояние от осевой линии сопла до центра камеры сгорания. Таким образом, величина крутящего момента зависит в конечном итоге от величины расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания. Чтобы использовать кинетическую энергию реактивных струй газов, выходящих из сопел, применяется следующий механизм. Реактивная струя газов, вырываясь из сопел, ударяет в профилированные лопатки 17, закрепленные на обечайке 16. Кинетическая энергия газов, ударяясь в начало лопаток 17, создает крутящий момент, противоположно направленный крутящему моменту реактивной тяги сопел. Обечайка 16 сочленена с шестерней 15, имеющей внутренние зубья, которыми она входит в зацепление с внешними зубьями шестерни 14, жестко закрепленной на ступице 6 камеры сгорания 7, т.е. усилие от профилированных лопаток 17 через пару входящих в зацепление шестерен 14 и 15 передается на вращение камеры сгорания и вала в том же направлении, что и усилие на вращение от реактивной тяги сопел. Таким образом, величина крутящего момента, создаваемого кинетической энергией газов, выходящих из сопел, суммируется с величиной крутящего момента, создаваемого реактивной тягой газов. Газы с остаточной кинетической энергией, не полностью использованной при соударении с началом лопаток 17, по каналам направляются на лопатки турбины 9, где полностью отдают свою энергию, создавая дополнительную величину крутящего момента, которая суммируется с основной величиной крутящего момента. Отработавшие газы под некоторым избыточным относительно атмосферного давлением по трубкам 21 поступают в рекуператор 20, где нагревают проходящий через рекуператор атмосферный воздух и выходят в атмосферу. Засасываемый компрессором атмосферный воздух, попадая через патрубок 2 в корпус 1, охлаждает электрогенератор 10 и отработавшие газы в трубках 21 и рекуператоре 20, при этом нагревается до определенной температуры, что позволяет создавать дополнительное давление в камере сгорания. Электрогенератор 10 непрерывно вырабатывает электроэнергию, которая распределяется по потребителям, в частности запитывается компрессор 12 и осуществляется подзарядка аккумулятора или суперконденсатора.It can be seen from the expression that the thrust force is the greater, the greater the rate of flow of gases from the nozzle and the greater the mass of gases passing through the nozzle, i.e. the greater the pressure and temperature of the gases formed during fuel combustion. The nozzles are arranged in pairs and symmetrically with respect to the center of the combustion chamber, while the jet thrust of pairwise located and rectangular curved nozzles creates a torque (Segner wheel principle), which causes the combustion chamber to rotate and the shaft 8 connected to it, on which, in turn, are rigidly fixed a turbine 9 and an electric generator 10. The magnitude of the torque is equal to the product of the reactive thrust by the shoulder, which in this case is the distance from the center line of the nozzle to the center of the combustion chamber. Thus, the magnitude of the torque depends ultimately on the magnitude of the fuel consumption supplied to the combustion chamber. To use the kinetic energy of the jet of gases leaving the nozzles, the following mechanism is used. The jet of gases, breaking out of the nozzles, hits the shaped blades 17, mounted on the shell 16. The kinetic energy of the gases, striking at the beginning of the blades 17, creates a torque opposite to the torque of the jet nozzle thrust. The shell 16 is articulated with a gear 15 having internal teeth, by which it engages with the external teeth of the gear 14, rigidly fixed to the hub 6 of the combustion chamber 7, i.e. the force from the profiled blades 17 through a pair of gears 14 and 15 entering into engagement is transmitted to rotate the combustion chamber and shaft in the same direction as the rotational force from the jet nozzle thrust. Thus, the magnitude of the torque generated by the kinetic energy of the gases exiting the nozzles is added to the magnitude of the torque created by the reactive draft of the gases. Gases with residual kinetic energy not fully used in the collision with the beginning of the blades 17 are directed through the channels to the blades of the turbine 9, where they completely give up their energy, creating an additional amount of torque, which is added to the main value of the torque. The exhaust gases under some excess relative to atmospheric pressure through the tubes 21 enter the recuperator 20, where they heat the atmospheric air passing through the recuperator and enter the atmosphere. The atmospheric air drawn in by the compressor, entering through the nozzle 2 into the housing 1, cools the generator 10 and the exhaust gases in the tubes 21 and the recuperator 20, while being heated to a certain temperature, which allows creating additional pressure in the combustion chamber. The generator 10 continuously generates electricity that is distributed to consumers, in particular, the compressor 12 is powered and the battery or supercapacitor is recharged.

Известно, что определяющими характеристиками любого двигателя являются мощность, удельная мощность и коэффициент полезного действия (КПД).It is known that the defining characteristics of any engine are power, specific power and efficiency (Efficiency).

В свою очередь, мощность двигателя зависит от частоты вращения вала и величины крутящего момента. Поршневые моторы с кривошипно-шатунным механизмом в силу принципиальных конструктивных особенностей не могут развивать обороты выше 7-8 тысяч оборотов в минуту (тыс об/мин). Роторные двигатели имеют более высокую частоту вращения - до 11 тыс об/мин. Для передачи вращения на транспортные средства (колеса, винты, пропеллеры) у поршневых и роторных двигателей необходимы механизмы-посредники - сложные, дорогостоящие и тяжелые редукторы, которые резко снижают эффективность данных типов двигателей. Кроме того, поршневые моторы и роторные двигатели выдают на главный (рабочий) вал прерывистый, пульсирующий крутящий момент, что является их главным недостатком. В итоге комплекс этих недостатков обуславливает невысокий КПД этих типов двигателей - до 33%, и невысокую удельную мощность. В газовой микротурбине Castone есть только одна движущаяся деталь - вращающийся в зависимости от нагрузки со скоростью от 24 тыс об/мин до 96 тыс об/мин рабочий вал, на котором закреплены турбина и электрогенератор. Турбина, сочлененная с валом, вращается под действием кинетической энергии расширяющихся газов, что обеспечивает непрерывную, постоянную скорость вращения и непрерывный, без пульсации, крутящий момент. Такие технические характеристики обеспечивают микротурбинам высокую удельную мощность и КПД до 38% (без когенерации). Кроме того, газовые турбины имеют более высокий срок службы и меньшую материалоемкость. Однако повышенный расход топлива в переходных режимах и низкая приемистость за счет использования только кинетической энергии расширяющихся газов делают неэффективным применение газовых турбин на транспорте.In turn, engine power depends on the shaft speed and torque. Piston motors with a crank mechanism, due to the fundamental design features, cannot develop revolutions above 7-8 thousand revolutions per minute (thousand rev / min). Rotary engines have a higher rotational speed - up to 11 thousand rpm. To transfer rotation to vehicles (wheels, propellers, propellers), piston and rotary engines require intermediary mechanisms - complex, expensive and heavy gearboxes that dramatically reduce the efficiency of these types of engines. In addition, piston motors and rotary engines give intermittent, pulsating torque to the main (working) shaft, which is their main drawback. As a result, the complex of these shortcomings leads to a low efficiency of these types of engines - up to 33%, and low specific power. There is only one moving part in the Castone gas microturbine - a working shaft rotating depending on the load at a speed of 24 thousand rpm to 96 thousand rpm, on which a turbine and an electric generator are mounted. The turbine articulated with the shaft rotates under the influence of the kinetic energy of the expanding gases, which provides a continuous, constant speed of rotation and a continuous, without ripple, torque. Such technical characteristics provide microturbines with high specific power and efficiency up to 38% (without cogeneration). In addition, gas turbines have a longer service life and lower material consumption. However, increased fuel consumption in transient conditions and low throttle response due to the use of only kinetic energy of expanding gases makes the use of gas turbines in transport inefficient.

В предлагаемом изобретении обеспечивается более высокая частота вращения (до 120 тыс об/мин в зависимости от нагрузки) и более высокий крутящий момент за счет одновременного использования потенциальной энергии образовавшихся при горении топлива газов (реактивной тяги) и кинетической энергии этих же газов. Кроме того, более высокий крутящий момент обеспечивается за счет большего по сравнению с турбинами плеча приложения реактивной тяги в зависимости от диаметра камеры сгорания и высоты сопел. За счет мгновенной реакции величины реактивной тяги на изменение расхода топлива в зависимости от величины нагрузки обеспечивается высокая приемистость двигателя и оптимальный расход топлива при любых нагрузках. Таким образом, при сохранении достоинств газовой турбины предлагаемый двигатель имеет более высокую мощность, более высокую приемистость и более высокий КПД - до 50-55%. Топливом для предлагаемого двигателя могут служить различные виды газов и жидкое топливо (бензин, керосин, сжиженный природный газ и т.п.).The invention provides a higher rotational speed (up to 120 thousand rpm depending on the load) and higher torque due to the simultaneous use of the potential energy of the gases formed during the combustion of the fuel (jet propulsion) and the kinetic energy of the same gases. In addition, a higher torque is provided due to the greater application of jet thrust compared to turbines, depending on the diameter of the combustion chamber and the height of the nozzles. Due to the instantaneous reaction of reactive thrust to a change in fuel consumption, depending on the magnitude of the load, a high engine response and optimal fuel consumption at any load are ensured. Thus, while maintaining the advantages of a gas turbine, the proposed engine has a higher power, higher throttle response and higher efficiency - up to 50-55%. The fuel for the proposed engine can be various types of gases and liquid fuels (gasoline, kerosene, liquefied natural gas, etc.).

Claims

An internal combustion engine including a first housing, an intake pipe, a shaft kinematically connected to a shaft, a turbine and an electric generator, a combustion chamber, a fuel injector, a compressor, an annular recuperator and an exhaust pipe, characterized in that the engine is further provided with a second housing, a gear with external teeth, a gear with internal teeth and a casing with profiled blades fixed on the inner side of the casing, and in the second case there is a combustion chamber, a turbine, a gear with an external with their teeth, a gear with internal teeth and a shell with profiled blades, while the combustion chamber is articulated with a shaft, the gear with external teeth is rigidly fixed to the hub of the combustion chamber, the gear with internal teeth engages with the gear with external teeth, the shell with profiled blades is articulated with a gear with internal teeth, the hub of the combustion chamber and the shaft rotate on bearings, the combustion chamber is made in the form of a hollow spheroid, along the perimeter of which there are holes articulated directly holno curved nozzles, each of which is located opposite the corresponding profiled blades, the outputs of the profiled blades are located opposite the corresponding turbine blades, the air intake pipe located in front of the generator is connected to the first input of the recuperator, the first output of which is connected to the input of the compressor, the output of which is connected to the first input of the chamber combustion, the second input of which is connected to the fuel injector located coaxially with the combustion chamber and the shaft, the front wall of the second rpusa located behind the turbine connected to the second input of the heat exchanger through the tubes, and a second output coupled to the recuperator to the exhaust pipe.