RU2730206C1

RU2730206C1 - Compressed combustion gas-turbine internal combustion engine

Info

Publication number: RU2730206C1
Application number: RU2019125922A
Authority: RU
Inventors: Александр Тихонович Зыбин
Original assignee: Александр Тихонович Зыбин
Priority date: 2019-08-15
Filing date: 2019-08-15
Publication date: 2020-08-19

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: invention relates to propulsion engineering, namely to gas turbine engines, and can be used on modern aircraft, sea vessels and tanks. Combustion-ignition internal-combustion gas-turbine engine comprises centrifugal compressor (1), gas centripetal turbine (2) and combustion chamber (3). Centrifugal compressor and gas centripetal turbine are made in one housing rotating about fixed axis. Blades of the centrifugal compressor and turbine are of complex configuration and make an integral part smoothly changing into each other. Width of section of blades of turbine part is twice more than width of section of blades of compressor part. Cavities between vanes and device housing at the point of centrifugal compressor blades transition into turbine ones form combustion chambers with increase of flow section along combustion gases flow direction. Fuel is fed into combustion chambers via channels (4) made in fixed axis and engine housing. Radial fuel channels are equipped with centrifugal valves (5) which open at minimum engine rpm to ensure ignition of fuel, and are closed when maximum permissible rpm is exceeded by strength criteria.EFFECT: technical result consists in improvement of efficiency of gas turbine internal combustion engine with compression from compression due to implementation of centrifugal compressor and gas centripetal turbine in one housing rotating around fixed axis with common blades of complex configuration.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках.The invention relates to the field of engine building, namely to gas turbine engines and can be used on modern aircraft, ships and tanks.

Известен «Газотурбинный двигатель», включающий в себя сегмент кольцеобразного блока входного направляющего аппарата, причем при работе двигателя сегмент направляет горячие отработанные газы на лопатки ротора двигателя, при этом сегмент включает в себя площадку, расположенную на одной стороне сегмента радиально внутри/снаружи по отношению к оси вращения двигателя, причем площадка имеет участок задней кромки ниже по потоку по отношению к потоку горячих отработанных газов через сегмент, при этом участок задней кромки включает в себя направляющую, которая проходит радиально внутрь/наружу от участка задней кромки, двигатель также включает в себя опорное и охлаждающее устройство для поддержания сегмента и направления охлаждающей текучей среды для охлаждения сегмента, причем устройство расположено радиально внутри/снаружи площадки, при этом устройство включает в себя фланцевую часть, которая проходит радиально снаружи/внутри от устройства, отличающийся тем, что устройство дополнительно включает в себя лепестковое уплотнение и по меньшей мере один удерживающий штифт, причем удерживающий штифт или штифты проходят через лепестковое уплотнение, направляющую и фланцевую часть, чтобы посредством этого прикрепить сегмент к устройству для определения радиального положения сегмента, и удержать лепестковое уплотнение на месте для уплотнения контактной поверхности между направляющей и фланцевой частью от входа охлаждающей текучей среды.Known "Gas turbine engine", which includes a segment of the annular block of the inlet guide vanes, and when the engine is running, the segment directs hot exhaust gases to the rotor blades of the engine, while the segment includes a platform located on one side of the segment radially inside / outside with respect to axis of rotation of the engine, wherein the platform has a trailing edge portion downstream of the flow of hot exhaust gases through the segment, the trailing edge portion includes a guide that extends radially inward / outward from the trailing edge portion, the engine also includes a support and a cooling device for supporting the segment and directing a cooling fluid for cooling the segment, the device being disposed radially in / outside the platform, the device including a flange portion that extends radially outward / inward of the device, characterized in that the device further includes includes a petal seal and at least one retaining pin, the retaining pin or pins extending through the petal seal, the guide and flange portion to thereby attach the segment to the segment radial positioning device and hold the petal seal in place to seal the contact the surface between the guide and the flange part from the inlet of the cooling fluid.

Патент на изобретение РФ №2565127, МКИ: F01D 9/04, д.публ. 10.08.2015. Известен «Газотурбинный двигатель, содержащий, два узла, соединенных друг с другом и формирующих между собой кольцевую камеру, содержащую уплотнительную прокладку, при этом две соприкасающиеся друг с другом кольцевые части, принадлежащие соответственно двум узлам и ограничивающие упомянутую камеру, прижаты друг к другу с осевым усилием, причем между их поверхностями встык установлена кольцевая промежуточная деталь. Патент на изобретение РФ №2380546, МКИ: F02B 75/32, д.публ. 20.01.2012Patent for invention of the Russian Federation No. 2565127, MKI: F01D 9/04, publ. 08/10/2015. Known "Gas turbine engine, containing, two nodes connected to each other and forming an annular chamber containing a gasket, while two contacting each other annular parts belonging to two nodes, respectively and limiting the said chamber, are pressed together with an axial force, and between their surfaces, an annular intermediate piece is installed end-to-end. Patent for the invention of the Russian Federation No. 2380546, MKI: F02B 75/32, publ. 01/20/2012

Наиболее близким аналогом к предлагаемому в качестве изобретения является 1. «Газотурбинный двигатель», содержащий асимметричный компрессор объемного сжатия роторного типа с малым числом лопастей, прямоточную камеру сгорания и реактивную турбину, находящуюся на одной оси с компрессором, имеющую общий вектор направленности вращения вала и движения потока рабочего тела.The closest analogue to the proposed invention is 1. "Gas turbine engine" containing an asymmetric rotary-type compressor with a small number of blades, a direct-flow combustion chamber and a jet turbine, located on the same axis with the compressor, having a common directional vector of shaft rotation and movement working fluid flow.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что лопасти односекционного компрессора не имеют щелей, скользят по поверхности корпуса, расположены параллельно оси вращения.2. The engine according to claim 1, characterized in that the blades of the single-section compressor do not have slots, slide along the surface of the housing, and are parallel to the axis of rotation.

3. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что корпус компрессора, имеющий овальную форму, асимметрично расположен относительно оси вращения, чем, совместно с поверхностью ротора, обеспечивает объемное сжатие рабочего тела.3. The engine of claim. 1, characterized in that the compressor casing, which has an oval shape, is asymmetrically located relative to the axis of rotation, which, together with the surface of the rotor, provides volumetric compression of the working fluid.

4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что компрессор имеет возможность регулировать во время работы двигателя объем подачи воздуха, обеспечивая тем самым возможность резкого набора или сброса мощности двигателя.4. The engine of claim. 1, characterized in that the compressor has the ability to adjust the volume of air supply during engine operation, thereby providing the possibility of a sharp increase or decrease in engine power.

5. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что лопасть, встроенная в ротор турбины, скользит внутри корпуса турбины, а ротор имеет газоводную канавку и предлопастную камеру (межлопастное пространство).5. The engine of claim. 1, characterized in that the blade built into the turbine rotor slides inside the turbine casing, and the rotor has a gas-water groove and a pre-blade chamber (inter-blade space).

6. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина находится в закрытом корпусе, имеющим входное и выходное отверстие.6. The engine according to claim. 1, characterized in that the turbine is in a closed housing having an inlet and an outlet.

Патент РФ на ПМ, №67186, МКИ: F02C 11/00, публ. 20.02.2007.RF patent for PM, No. 67186, MKI: F02C 11/00, publ. 02/20/2007.

К техническому результату относится повышение КПД газотурбинного двигателя внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия за счет выполнения центробежного компрессора и газовой центростремительной турбины в одном вращающемся вокруг неподвижной оси корпусе с общими лопатками сложной конфигурации. Кроме того конструкция предлагаемого двигателя обеспечивает снижение сложности его изготовления.The technical result is an increase in the efficiency of a gas turbine internal combustion engine with compression ignition due to the implementation of a centrifugal compressor and a gas centripetal turbine in a single housing rotating around a fixed axis with common blades of a complex configuration. In addition, the design of the proposed engine reduces the complexity of its manufacture.

Достижение данного технического результата обеспечивается тем, что Газотурбинный двигатель внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия, содержит центробежный компрессор, газовую центростремительную турбину и камеры сгорания. Центробежный компрессор и газовая центростремительная турбина выполнены в одном вращающемся вокруг неподвижной оси корпусе. При этом лопатки центробежного компрессора и турбины выполнены сложной конфигурации и составляют одно целое, плавно переходя друг в друга. Ширина сечения лопаток турбинной части в два раза больше ширины сечения лопаток компрессорной части. При этом полости между лопатками и корпусом устройства в месте перехода лопаток центробежного компрессора в турбинные образуют камеры сгорания с увеличением проходного сечения по ходу движения сгорающей смеси газов. В камеры сгорания по каналам, выполненным в неподвижной оси и корпусе двигателя, подается топливо. Кроме того, радиальные топливные каналы снабжены центробежными клапанами, которые открываются при минимальной частоте вращения двигателя, гарантирующей воспламенение топлива, а закрываются при превышении максимально допустимой частоты вращения по критериям прочности.The achievement of this technical result is ensured by the fact that the internal combustion gas turbine engine with compression ignition contains a centrifugal compressor, a gas centripetal turbine and a combustion chamber. The centrifugal compressor and the gas centripetal turbine are made in one casing rotating around a fixed axis. In this case, the blades of the centrifugal compressor and the turbine are made of a complex configuration and make up one whole, smoothly passing into each other. The section width of the turbine section blades is twice the section width of the compressor section blades. In this case, the cavities between the blades and the body of the device at the transition of the blades of the centrifugal compressor to the turbine form combustion chambers with an increase in the flow area along the direction of the combustion gas mixture. Fuel is supplied to the combustion chambers through channels made in the fixed axis and the engine housing. In addition, the radial fuel passages are equipped with centrifugal valves that open at the minimum engine speed, which guarantees fuel ignition, and close when the maximum permissible speed is exceeded according to the strength criteria.

Чертеж - Газотурбинный двигатель ДВС с воспламенением от сжатия (общий чертеж-схема).Drawing - Gas turbine engine with compression ignition (general drawing-diagram).

Газотурбинный ДВС с воспламенением от сжатия поясняется чертежом. Газотурбинный ДВС с воспламенением от сжатия (чертеж) состоит из центробежного компрессора 1 и газовой центростремительной турбины 2, расположенные в одном вращающемся вокруг неподвижной оси корпусе. Лопатки компрессора 1, плавно переходят в лопатки турбины 2, они выполнены сложной конфигурации и образуют с корпусом устройства в месте перехода камеры сгорания 3, в которые по каналам 4 подается топливо, оно же смазывает подшипники двигателя. При необходимости в топливо добавляется небольшое количество масла.A gas turbine internal combustion engine with compression ignition is illustrated by a drawing. The gas turbine internal combustion engine with compression ignition (drawing) consists of a centrifugal compressor 1 and a gas centripetal turbine 2, located in one casing rotating around a fixed axis. The blades of the compressor 1 smoothly pass into the blades of the turbine 2, they are made of a complex configuration and form with the body of the device at the transition point of the combustion chamber 3, into which the fuel is supplied through the channels 4, it also lubricates the engine bearings. If necessary, a small amount of oil is added to the fuel.

В топливных каналах 4 размещены центробежные клапаны 5. При необходимости на наружных поверхностях двигателя могут быть выполнены ребра для улучшения охлаждения. Вращающиеся детали двигателя выполняются из жаропрочных и жароупорных материалов.Centrifugal valves 5 are placed in the fuel passages 4. If necessary, ribs can be made on the outer surfaces of the engine to improve cooling. The rotating parts of the engine are made of heat-resistant and heat-resistant materials.

Работает газотурбинный ДВС с воспламенением от сжатия следующим образом: атмосферный воздух, попадая в компрессорную часть 1, сжимается там и нагнетается во вращающуюся камеру 3, где смешивается с поступающим по каналам 4 туда же топливом, дополнительно сжимается за счет образования центробежных сил от поворота потока и смесь воспламеняется. Камеры сгорания 3 имеют увеличивающиеся по ходу движения горящих газов проходные сечения, поэтому горение происходит при постоянном давлении, создаваемом компрессором 1. Топливные каналы 4 одновременно выполняют функцию центробежного топливного насоса.The gas turbine internal combustion engine with compression ignition operates as follows: atmospheric air, entering the compressor part 1, is compressed there and injected into the rotating chamber 3, where it mixes with the fuel supplied through the channels 4 to the same place, and is additionally compressed due to the formation of centrifugal forces from the flow turning and the mixture is flammable. Combustion chambers 3 have flow areas increasing in the direction of movement of burning gases, therefore combustion occurs at constant pressure generated by compressor 1. Fuel channels 4 simultaneously perform the function of a centrifugal fuel pump.

В радиальных топливных каналах 4 размещены центробежные клапаны 5, открывающиеся при минимальной частоте вращения двигателя, при которой гарантированно воспламеняется топливо и закрывающиеся при превышении максимально допустимой частоты вращения по критериям прочности.In the radial fuel channels 4 there are centrifugal valves 5, which open at the minimum engine speed, at which the fuel is guaranteed to ignite and close when the maximum allowable speed is exceeded according to strength criteria.

Расширение каналов - камер сгорания 3 по ходу движения горячих газов выбирается таким, чтобы сгорание происходило при постоянном давлении, создаваемом насосом. Лопатки турбинной части 2 выполнены с сечением, ширина которого в два раза больше ширины сечения лопаток компрессорной части 1, в соответствии с расширяющимися проходными сечениями камер сгорания 3, поэтому работы турбины 2 достаточно и для работы насоса 1 и получения полезной механической энергии. Расширение газов в турбине 2 происходит до величины атмосферного давления. Увеличение КПД газотурбинного ДВС с воспламенением от сжатия осуществляется за счет создания оптимальной газо-топливной смеси.The expansion of the channels - the combustion chambers 3 in the direction of movement of the hot gases is chosen so that combustion takes place at a constant pressure generated by the pump. The blades of the turbine part 2 are made with a section, the width of which is twice the width of the section of the blades of the compressor part 1, in accordance with the expanding flow sections of the combustion chambers 3, therefore, the operation of the turbine 2 is sufficient for the operation of the pump 1 and for obtaining useful mechanical energy. Expansion of gases in turbine 2 occurs to atmospheric pressure. An increase in the efficiency of a gas turbine internal combustion engine with compression ignition is carried out by creating an optimal gas-fuel mixture.

Интенсивное охлаждение вращающегося газотурбинного ДВС с воспламенением от сжатия обеспечивается непосредственным контактом газовой центростремительной турбины 2 с окружающим воздухом и относительно более охлажденным центробежным компрессором 1, что позволяет довести степень сжатия до температуры воспламенения топлива и, как следствие, повышение КПД двигателя.Intensive cooling of a rotating gas turbine internal combustion engine with compression ignition is provided by direct contact of a gas centripetal turbine 2 with ambient air and a relatively cooler centrifugal compressor 1, which makes it possible to bring the compression ratio to the ignition temperature of the fuel and, as a consequence, increase the engine efficiency.

Предлагаемое в качестве изобретения техническое решение обеспечивает повышение КПД газотурбинного двигателя внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия, кроме того конструкция предлагаемого двигателя позволяет снизить сложность его изготовления.The technical solution proposed as an invention provides an increase in the efficiency of a gas turbine internal combustion engine with compression ignition, in addition, the design of the proposed engine makes it possible to reduce the complexity of its manufacture.

Claims

An internal combustion gas turbine engine with compression ignition, containing a centrifugal compressor, a gas centripetal turbine and a combustion chamber, characterized in that the centrifugal compressor and the gas centripetal turbine are made in one housing rotating around a fixed axis, while the blades of the centrifugal compressor and the turbine are made of a complex configuration and make up one whole, smoothly passing into each other, and the section width of the blades of the turbine section is twice the width of the section of the blades of the compressor section, and the cavities between the blades and the housing of the device at the transition of the centrifugal compressor blades to the turbine form combustion chambers with an increase in the flow section along the course the movement of the combustion gas mixture, fuel is supplied to the combustion chambers through the channels made in the fixed axis and the engine housing, in addition, the radial fuel channels are equipped with centrifugal valves that open at a minimum engine speed i, which guarantees the ignition of the fuel, and close when the maximum permissible speed according to the strength criteria is exceeded.