RU60637U1 - Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки - Google Patents

Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки Download PDF

Info

Publication number
RU60637U1
RU60637U1 RU2005100186/22U RU2005100186U RU60637U1 RU 60637 U1 RU60637 U1 RU 60637U1 RU 2005100186/22 U RU2005100186/22 U RU 2005100186/22U RU 2005100186 U RU2005100186 U RU 2005100186U RU 60637 U1 RU60637 U1 RU 60637U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
air
gas turbine
proposed
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2005100186/22U
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Павлович Петров
Original Assignee
Юрий Павлович Петров
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 Юрий Павлович Петров filed Critical Юрий Павлович Петров
Priority to RU2005100186/22U priority Critical patent/RU60637U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU60637U1 publication Critical patent/RU60637U1/ru

Links

Landscapes

  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области машиностроения и может быть использована в газодинамической установке для дисперсной химической и биологической обработки при дисперсном опрыскивании зерновых и технических культур, а также лесов против возбудителей болезней и для борьбы с саранчой, колорадским жуком и другими насекомыми. Сущность предлагаемого устройства заключается в следующем. Предлагаемый газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки, также как и авиационный газотурбинный двигатель модели АИ-9, содержит электростартер, топливный насос--регулятор, воздухозаборник-маслобак, ротор, компрессор, ресивер, клапан перепуска воздуха, камеру сгорания топлива, турбину, выхлопное сопло и стекатель выхлопных газов. Но в отличие от него содержит усовершенствованный клапан перепуска воздуха, выполненный с возможностью выпуска (стравливания в атмосферу) избытка воздуха лишь при запуске двигателя и выходе его на номинальный режим работы, а после этого - перепускания (направления) части избытка воздуха в камеру сгорания, при этом управление и регулирование режимами работы двигателя осуществляется посредством блока автоматического управления, а также насоса-регулятора. Кроме этого, топливный насос-регулятор предлагаемого двигателя отрегулирован с возможностью обеспечения номинального режима работы двигателя по меньшей мере при 32000 об/мин, ротора вместо 38000 об/мин., предусмотренных техническими условиями работы двигателя аналога. В результате проведенных усовершенствований предлагаемый двигатель позволяет существенно экономить топливо, а также снижается температура выхлопных газов.
2 иллюстрации.
Литература:
1. "Газотурбинный двигатель АИ-9", краткое описание и инструкция по эксплуатации, Ivi., Внешторгиэдат, 1970 г., с3-9, с11-16.

Description

Полезная модель относится к области машиностроения и может быть использована в газодинамических установках для дисперсной химической и биологической обработки при дисперсном опрыскивании зерновых и технических культур, а также лесов против возбудителей болезней и для борьбы с саранчой, колорадским жуком и другими насекомыми.
Данный газотурбинный двигатель своими выхлопными отходящими газами в совокупности с диспергатором рабочей жидкости или эжектором эффективно создает дисперсную жидкостно-газовую и жидкостно-воздушную эмульсию и потоком газов направляет эту эмульсию на обрабатываемые объекты, а эмульсия осаждается на обрабатываемые объекты и поверхности в виде дисперсного облака.
Известен авиационный газотурбинный двигатель модели АИ-9 мощностью 5 квт, который используется по своему прямому назначению во вспомогательной силовой установке самолета или вертолета и вырабатывает сжатый воздух под давлением 0,2 МПа, который используется для запуска основного маршевого газотурбинного двигателя. См. "Газотурбинный двигатель АИ-9", краткое описание и инструкция по технической эксплуатации, М., Внешторгиздат, 1970 г., с 3-9, с 11-16 (1).
Данный газотурбинный двигатель содержит топливный насос-регулятор, электростартер, воздухозаборник-маслобак, компрессор, ресивер, клапан перепуска воздуха, камеру сгорания топлива, турбину, выхлопное сопло и стекатель выхлопных газов и вырабатывает наряду с выхлопными газами и сжатый воздух.
При проведении дисперсной химической и биологической обработки этот двигатель используется для выработки дисперсной жидкостно-газовой и жидкостно-воздушной эмульсии в виде дисперсного облака за счет использования потока выхлопных газов, а также за счет потока сжатого воздуха, пропускаемого через диспергатор вместе с рабочей жидкостью. При этом, можно получать различные по дисперсности частиц эмульсии, начиная от 10 мкм и до 80 мкм и больше.
Вместе с тем, этот газотурбинный двигатель по своим техническим параметрам рассчитан лишь для кратковременной работы в течение 15-20 минут, в основном, при запуске маршевых газотурбинных двигателей самолета или вертолета.
А при использовании его в наземных условиях, в частности для дисперсной химической и биологической обработки двигатель через 15-20 минут непрерывной работы начинает перегреваться, поэтому приходится его заглушать на перерыв для остывания.
Другим недостатком при использовании этого двигателя в установках для химической и биологической обработки является то, что температура выхлопных газов достигает 550-600°С, что в некоторых случаях отрицательно сказывается при использовании биологических препаратов для целей дезинфекционной обработки.
А это в некоторой мере зависит от работы клапана перепуска воздуха данного двигателя. Этот клапан перепуска воздуха - автоматического действия, см. фиг.33 указанного выше источника научно-технической информации (1), ксерокопия одной страницы с описанием системы перепуска воздуха из двигателя прилагается к материалам заявки на 1 листе.
Этот клапан обеспечивает устойчивую работу компрессора двигателя на режимах запуска и холостого хода путем перепуска части воздуха из компрессора двигателя в атмосферу.
При отсутствии отбора воздуха для питания воздушных систем самолета или вертолета заслонка 11 (фиг.33, справа) под действием пружины 9 закрыта, а клапан 2 под действием усилия своей пружины находится в нижнем положении, чем обеспечено соединение полости над поршнем 2 с атмосферой.
А при отборе воздуха для питания систем самолета или вертолета заслонка 11 находится в положении открыто (фиг.33, слева). Подробнее о работе клапана перепуска воздуха см. в описании системы перепуска воздуха из двигателя.
Целью при разработке предлагаемой полезной модели является разработка газотурбинного двигателя для использования в наземных условиях для дисперсной химической и биологической обработки, имеющего ресурс непрерывной работы с номинальными параметрами (без перегревания) в 3-4 раза больший, чем у известного двигателя, а также достичь за счет технического усовершенствования клапана перепуска воздуха существенного снижения температуры выхлопных газов, и как
следствие, снижения расхода топлива.
Указанный технический результат достигается и реализуется следующим образом.
Предлагаемый газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки, также как и авиационный газотурбинный двигатель модели АИ-9, содержит электростартер, топливный насос-регулятор, воздухозаборник-маслобак, ротор, компрессор, ресивер, клапан перепуска воздуха, камеру сгорания топлива, турбину, выхлопное сопло и стекатель выхлопных газов.
Но в отличие от него содержит усовершенствованный клапан перепуска воздуха, выполненный с возможностью выпуска (стравливания в атмосферу) избытка воздуха лишь при запуске двигателя и выходе его на номинальный режим работы, а после этого - перепускания (направления) части избытка воздуха в камеру сгорания, при этом, клапан перепуска воздуха, дополнительно снабжен электропневмоклапаном, посредством которого производится воздействие на поршень с укрепленным на нем клапаном перекрытия воздушного потока из ресивера двигателя в атмосферу.
В качестве ближайшего аналога предлагаемому двигателю можно принять газотурбинный авиационный двигатель модели АИ-9 по источника научно-технической информации (1).
Перечень фигур на чертежах.
На фиг.1 изображен предлагаемый газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки с частичным разрезом.
На фиг.2 изображен усовершенствованный клапан перепуска воздуха, предлагаемого двигателя в разрезе по А-А фиг.1 в положении его деталей и узлов перед запуском двигателя.
Принцип работы предлагаемого двигателя не отличается от аналога и заключается в следующем.
Воздух из атмосферы поступает в воздухозаборник на вход в центробежный компрессор, сжимается в нем и разделяется за компрессором на два потока. Один поток поступает в камеру сгорания, где часть его (первичный воздух) направляется в зону горения, куда через рабочие форсунки непрерывно впрыскивается тонкораспыленное топливо; остальная часть поступающего в камеру сгорания (вторичный воздух) обтекает снаружи камеру сгорания, охлаждает ее и через смесительные отверстия направляется в зону смешения, где смешивается с потоком горячих газов, обеспечивая требуемое поле температур газа на входе в турбину.
На турбине срабатывается основная часть энергии газового потока,
преобразуясь в механическую работу, выдаваемую на вал турбины. Мощность, полученная на валу турбины, расходуется на вращение ротора компрессора и агрегатов двигателя. После срабатывания энергии на турбине газовый поток через выхлопное сопло выбрасывается в атмосферу. А при использовании предлагаемого двигателя для химической и биологической обработки газовый поток направляется на диспергатор рабочей жидкости и в результате образуется жидкостно-газовая эмульсия, которая этим же потоком выхлопных газов направляется на объекты, подлежащие дезинфекционной обработке.
Второй поток воздуха из компрессора через отверстия в его корпусе поступает в ресивер, приваренный к корпусу компрессора. Из ресивера через перепускной клапан воздух поступает в воздушную систему самолета или вертолета, а при отсутствии его потребления воздух выпускается в атмосферу. А по предлагаемому назначению двигателя - воздух поступает на диспергатор рабочей жидкости, а часть избытка воздуха направляется в камеру сгорания.
Предлагаемый газотурбинный двигатель содержит следующие узлы и агрегаты.
Электростартер 1 прикреплен к воздухозаборнику-маслобаку 2, который скреплен с корпусом компрессора 3, который по каналам для воздуха соединен с ресивером 4. А ресивер 4 охватывает по окружности корпус компрессора 3.
Узел камеры сгорания 5 включает в себя корпус камеры, камеру сгорания, рабочие топливные форсунки, воспламенитель и топливный коллектор. Корпус камеры сгорания 5 выполнен сварной конструкции и скреплен с корпусом компрессора 3 и является силовым узлом и одновременно кожухом камеры сгорания. В нижней части фланца корпуса камеры сгорания выполнены два кронштейна, предназначенные для крепления всего двигателя.
На выходе из камеры сгорания в потоке выхлопных газов установлена турбина 6 - осевая, реактивная, одноступенчатая. Далее расположено выхлопное сопло, состоящее из наружного кожуха 7 и стекателя газового потока 8, соединенные между собой при помощи стоек.
С ресивером 4 по воздушным каналам и воздуховоду 9 соединяется, направляющий воздушный поток на диспергатор, патрубок 10, по которому сжатый воздух из компрессора 3 поступает в клапан 11 перепуска воздуха, а также через переходную втулку 12 далее на диспергатор рабочей жидкости (фиг.1 и 2).
Корпус клапана 11 перепуска воздуха выполнен за одно целое с
направляющим патрубком 10. В корпусе клапана 11 в расточенном отверстии укреплен по герметичной посадке посредством уплотнительного кольца стакан 13, в котором установлен в форме чашечки со стержнем поршень 14. На стержне поршня 14 шарнирно установлен клапан 15, который в рабочем положении сопрягается (садится) с седлом 16 клапана 15. Клапан 15 с поршнем 14 под действием пружины 17 и в нерабочем состоянии и во время запуска двигателя находится в разомкнутом положении, то-есть воздух может свободно выходить из патрубка 10 в атмосферу через несколько окон в стенке корпуса 11 вблизи седла 16 клапана 15.
Стакан 13 с другой стороны герметично закрыт при помощи уплотняющей прокладки и крышки 18, в которой укреплен штуцер 19.
А штуцер 19 посредством эластичного шланга соединен с электропневмоклапаном 20, который соединен с электросетью блока управления. В стенке корпуса 11 клапана перепуска воздуха выполнен сквозной канал В небольшого диаметра, который через два отверстия С, выполненные соответственно в стенке корпуса 11 и стенке стакана 13, сообщается с полостью патрубка 10 и воздух свободно поступает в полость стакана 13 (фиг.2) и далее через открытый алектропневмоклапан 20 в атмосферу.
Предлагаемый газотурбинный двигатель и соответственно клапан перепуска воздуха работают следующим образом.
Перед запуском двигателя клапан 15 расположен с определенным зазором относительно седла 16 под действием пружины 17 и полость патрубка 10 свободно сообщается с атмосферой через окна в стенке корпуса 11, а электропневмоклапан 20 также находится в положении "открыто" и воздух из патрубка 10 может свободно выходить через отверстия В и С в полость стакана 13 и далее через открытый электропневмоклапан 20 в атмосферу.
Это необходимо для того, чтобы при запуске двигателя воздух из компрессора должен в оптимальном объеме поступать лишь в камеру сгорания без избытка, чтобы при запуске от избытка воздуха не произошел помпаж двигателя. Для этого избыток воздуха из компрессора через патрубок 10 стравливается в атмосферу как через открытый клапан 15, так и через открытый электропневмоклапан 20.
После запуска двигателя и набора им номинального режима работы с блока автоматического управления двигателя поступает сигнал на перекрытие электропневмоклапана 20, после чего в полости стакана 13 начинает повышаться давление воздуха и поршень 14 вместе с клапаном
15 перемещаются и клапан 15 плотно садится на седло 16 клапана.
После этого давление воздуха в патрубке 10 также повышается и воздух поступает в диспергатор рабочей жидкости, а сбрасываемый при запуске избыток воздуха из ресивера поступает непосредственно в камеру сгорания.
В результате этого, когда двигатель работает на номинальном режиме, избыток воздуха в камере сгорания способствует снижению температуры выхлопных газов с 550-600°С до 370-450°С. При этом, существенно снижается расход топлива (авиационного керосина) с 60-75 кг/час до 40-50 кг/час.
Далее, в случае, когда насос-регулятор двигателя отрегулирован с возможностью обеспечения номинального режима работы двигателя при 32000 об/мин. ротора вместо 38000 об/мин., предусмотренных техническими условиями работы авиационного газотурбинного двигателя модели АИ-9, то температура выхлопных газов снижается уже до 300-400°С, что положительно сказывается на выработке качественной дисперсной эмульсии, особенно, при использовании биологических препаратов. То-есть, качество и эффективность препарата не снижается под воздействием повышенной до 300-400°С температуры.
При этом, расход топлива становится меньше и составляет около 35-40 кг/час. Проведенные усовершенствования позволили довести непрерывное время работы двигателя без перегрева до 45-50 минут против 15 минут, предусмотренных у двигателя АИ-9.
Опытный образец предлагаемого газотурбинного двигателя был изготовлен и опробован с положительными результатами в августе 2004 года в газодинамической установке для дисперсной химической и биологической обработки при проведении работ на сельскохозяйственных культурах на полях Омской области.
Литература:
1. "Газотурбинный двигатель АИ-9", краткое описание и инструкция по эксплуатации, М., Внешторгиздат, 1970 г., с 3-9, с 11-16.

Claims (1)

  1. Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки, содержащий электростартер, топливный насос-регулятор, воздухозаборник-маслобак, ротор, компрессор, ресивер, клапан перепуска воздуха, камеру сгорания топлива, турбину, выхлопное сопло и стекатель выхлопных газов, отличающийся тем, что клапан перепуска воздуха выполнен с возможностью выпуска избытка воздуха из ресивера в атмосферу лишь при запуске двигателя и выходе его на номинальный режим работы, а после этого - перепускания части избытка воздуха в камеру сгорания, при этом клапан перепуска воздуха дополнительно снабжен электропневмоклапаном, посредством которого производится воздействие на поршень с укрепленным на нем клапаном перекрытия воздушного потока из ресивера двигателя в атмосферу.
    Figure 00000001
RU2005100186/22U 2005-01-11 2005-01-11 Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки RU60637U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005100186/22U RU60637U1 (ru) 2005-01-11 2005-01-11 Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005100186/22U RU60637U1 (ru) 2005-01-11 2005-01-11 Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU60637U1 true RU60637U1 (ru) 2007-01-27

Family

ID=37774056

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005100186/22U RU60637U1 (ru) 2005-01-11 2005-01-11 Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU60637U1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015122799A1 (ru) * 2014-02-11 2015-08-20 Михаил Валерьевич КОШЕЧКИН Газотурбинная установка
RU2638245C2 (ru) * 2012-12-21 2017-12-12 Сименс Акциенгезелльшафт Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2725296C1 (ru) * 2019-11-30 2020-06-30 Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО- ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ "ШТОРМ" Способ снижения расхода топлива газотурбинного двигателя (ГТД), снабженного стартером

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2638245C2 (ru) * 2012-12-21 2017-12-12 Сименс Акциенгезелльшафт Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя
US10082086B2 (en) 2012-12-21 2018-09-25 Siemens Aktiengesellschaft Method to operate a combustor of a gas turbine
WO2015122799A1 (ru) * 2014-02-11 2015-08-20 Михаил Валерьевич КОШЕЧКИН Газотурбинная установка
RU2725296C1 (ru) * 2019-11-30 2020-06-30 Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО- ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ "ШТОРМ" Способ снижения расхода топлива газотурбинного двигателя (ГТД), снабженного стартером

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5325367B2 (ja) ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置
US7059136B2 (en) Air turbine powered accessory
KR100318877B1 (ko) 멀티스풀 바이패스 터보팬 엔진
JP6030940B2 (ja) アクティブクリアランス制御のためのシステム及び方法
EP1998027B1 (en) Gas turbine engine comprising a nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system
US20080057848A1 (en) Venturi gate valve assembly for an auxiliary power unit
US20060075754A1 (en) Aeroengine oil tank fire protection system
CN109141126B (zh) 发烟机和该发烟机的操作方法
JP2006194247A (ja) ガスタービンエンジンアセンブリ
US20190112987A1 (en) Electric cruise pump system
RU60637U1 (ru) Газотурбинный двигатель для дисперсной химической и биологической обработки
US20090165438A1 (en) Pulse detonation engine
US6941760B1 (en) Start system for expendable gas turbine engine
WO1998014367A2 (fr) Procede de fonctionnement d'une unite motrice supersonique et combinee de type reacteur atmospherique
RU2745230C1 (ru) Теплогенератор пульсирующего горения
EP2116696A1 (en) Method for cleaning a component of a turbocharger under operating conditions and turbine of a turbocharger
RU173530U1 (ru) Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата
CN204877714U (zh) 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机
RU2465481C2 (ru) Вихревой движитель
US10094298B2 (en) Ecology system ejector pump shutoff valve
EP3273030B1 (en) Embedded engine using boundary layer cooling air
CN104963788A (zh) 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机
CN106801891B (zh) 一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器
US20150211445A1 (en) Missile having a turbine-compressing means-unit
RU2019101078A (ru) Применение способа снижения удельной энтропии рабочего газа в газовоздушном термическом цикле теплового движителя для создания универсального авиационного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20090112