RU99543U1 - ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) - Google Patents
ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) Download PDFInfo
- Publication number
- RU99543U1 RU99543U1 RU2010128441/06U RU2010128441U RU99543U1 RU 99543 U1 RU99543 U1 RU 99543U1 RU 2010128441/06 U RU2010128441/06 U RU 2010128441/06U RU 2010128441 U RU2010128441 U RU 2010128441U RU 99543 U1 RU99543 U1 RU 99543U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator
- blades
- rotor
- engine according
- nozzles
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Газотурбинный двигатель с двухсторонним подводом воздуха, содержащий вал, на котором закреплен ротор газовой турбины, с двух сторон которого симметрично установлены роторы первого и второго центробежных компрессоров, между которыми размещен внутренний направляющий аппарат, лопасти которого выполнены с двух сторон в корпусе, а со стороны всасывания первого компрессора с двух сторон в корпусе размещен входной направляющий аппарат, лопасти которого выполнены с двух сторон в корпусе, и подшипники для установки вала в корпусе, при этом ротор газовой турбины выполнен с двумя размещенными по окружности рядами камер сгорания и установлен с возможностью вращения в статоре-распределителе, выполненном с каналами подвода горючего и камерами смешения для подачи горючей смеси во впускные окна каждой из камер сгорания, имеющих наклонные выходные сопла, обращенные срезами к размещенным в кольцевом зазоре лопаткам опорного статора, в которых выполнены каналы перегрева горючего, связанные каналами подвода горючего с форсунками камер смешения, выполненных в статоре-распределителе вокруг лопастей второго компрессора. ! 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что подшипники размещены вне области высоких температур. ! 3. Двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что ротор установлен относительно статора-распределителя и опорного статора с зазорами по окружным и боковым поверхностям, соединенными с каналами охлаждающего воздуха. ! 4. Двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что количество сопел в двух рядах равно количеству лопаток опорного статора. ! 5. Двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что рото 1. A gas turbine engine with two-sided air supply, comprising a shaft on which a rotor of a gas turbine is mounted, on the two sides of which the rotors of the first and second centrifugal compressors are mounted symmetrically, between which there is an internal guide vane, the blades of which are made on both sides in the housing, and the suction side of the first compressor on both sides of the housing contains an input guide apparatus, the blades of which are made on both sides of the housing, and bearings for mounting the shaft in the housing, while the gas turbine torus is made with two rows of combustion chambers arranged around the circumference and mounted for rotation in a stator distributor made with fuel supply channels and mixing chambers for supplying the fuel mixture to the inlet windows of each of the combustion chambers having inclined output nozzles facing the sections to the blades of the supporting stator located in the annular gap, in which the fuel overheating channels are made, connected by the fuel supply channels with the nozzles of the mixing chambers made in the stator-distributor around the blades of the second compressor. ! 2. The engine according to claim 1, characterized in that the bearings are located outside the high temperature region. ! 3. The engine according to any one of paragraphs.1 and 2, characterized in that the rotor is mounted relative to the stator-distributor and the reference stator with gaps on the circumferential and lateral surfaces connected to the cooling air channels. ! 4. The engine according to any one of claims 1 and 2, characterized in that the number of nozzles in two rows is equal to the number of blades of the supporting stator. ! 5. The engine according to any one of claims 1 and 2, characterized in that the roto
Description
Заявляемая группа полезных моделей относится к области энергомашиностроения, в частности к газотурбинным двигателям и может быть использована на тепловых электростанциях, а также в качестве первичного двигателя в автомобильном и водном транспорте, в авиации и других областях народного хозяйства.The claimed group of utility models relates to the field of power engineering, in particular to gas turbine engines and can be used in thermal power plants, as well as as a primary engine in automobile and water transport, aviation and other areas of the national economy.
В настоящее время наибольшее распространение получили газотурбинные двигатели с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении, содержащие разъемный корпус с двумя полостями, сообщающимися между собой сопловыми агрегатами, в одной из которых установлено колесо компрессора, а в другой - рабочее колесо турбины, которые жестко закреплены на одном валу, установленном в корпусе, камеру сгорания, теплообменник, выпускной и впускной патрубки (см. стр.101 "Политехнический словарь". Издательство "Советская энциклопедия", Москва, 1977 г. и стр.200 "Краткий политехнический словарь", Гос. издательство технико-теоретической литературы, Москва, 1956 г.).Currently, gas turbine engines with continuous combustion of fuel at constant pressure are most widely used. They include a detachable casing with two cavities interconnected by nozzle assemblies, one of which has a compressor wheel and the other has a turbine impeller that is rigidly fixed to one a shaft mounted in the housing, a combustion chamber, a heat exchanger, an outlet and an inlet pipe (see p. 101 "Polytechnical Dictionary". Sovetskaya Encyclopedia Publishing House, Moscow, 1977, and p. 20 0 "Brief Polytechnical Dictionary", State Publishing House of Technical and Theoretical Literature, Moscow, 1956).
В таких газотурбинных двигателях сжатие атмосферного воздуха производится в специальных компрессорах и подается в камеру сгорания вместе с топливом, которое, сгорая, нагревает воздух и в результате этого образуется избыточное давление газов, которое затем в турбине преобразуется в механическую работу, большая часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре.In such gas turbine engines, atmospheric air is compressed in special compressors and supplied to the combustion chamber together with fuel, which, when burned, heats the air and as a result of this generates excess gas pressure, which is then converted into mechanical work in the turbine, most of which is spent on compression air in the compressor.
Характерной конструктивной особенностью у всех известных турбинных двигателей является то, что каждый термодинамический процесс цикла осуществляется в отдельном устройстве, которые располагаются вдоль общего вала в определенной последовательности, т.е. сжатие рабочего тела производится в компрессоре, подвод тепла - в камере сгорания, а расширение с совершением полезной работы - в газовой турбине.A characteristic design feature of all known turbine engines is that each thermodynamic process of the cycle is carried out in a separate device, which are located along a common shaft in a certain sequence, i.e. the compression of the working fluid is performed in the compressor, the heat is supplied in the combustion chamber, and the expansion with the performance of useful work in the gas turbine.
Наличие разрозненных механизмов приводит к усложнению и УВЕЛИЧЕНИЮ габаритов газотурбинных двигателей. Во многих современных газотурбинных двигателях для увеличения КПД всасываемый воздух после ступеней нагнетания проходит через рекуператор нагревается и расширяется. Далее следует, воздушный объем имеет нелинейный температурный коэффициент расширения, максимальное расширение объема воздуха происходит при 20/25 процентах от температуры в камере сгорания. При поступлении нагретого потерявшего свою потенциальную энергию воздуха в камеру сгорания, главную часть в газообразовании (увеличении объема и давления) обеспечивает количество сжигаемого топлива, так как сжатый воздух еще до поступления в камеру сгорания уже максимально расширен и коэффициент расширения при температуре горения смеси минимален. Результатом этого является значительное увеличение токсичности, значительное увеличение расхода горючего и значительное снижение КПД.The presence of disparate mechanisms leads to a complication and increase in the size of gas turbine engines. In many modern gas turbine engines, in order to increase the efficiency, the sucked-in air after the discharge stages passes through the heat exchanger and heats up and expands. It follows that the air volume has a non-linear temperature expansion coefficient, the maximum expansion of the air volume occurs at 20/25 percent of the temperature in the combustion chamber. When heated air, which has lost its potential energy, enters the combustion chamber, the main part in gas generation (increase in volume and pressure) provides the amount of fuel burned, since compressed air is already maximally expanded before entering the combustion chamber and the expansion coefficient at the combustion temperature of the mixture is minimal. The result is a significant increase in toxicity, a significant increase in fuel consumption and a significant decrease in efficiency.
Известен газотурбинный двигатель внутреннего сгорания со сгоранием смеси в постоянном объеме, содержащий установленную в корпусе двигателя на валу турбину, лопатки которой расположены в камере сгорания, куда через сопла, расположенные вокруг лопаток и имеющие непрерывно действующее зажигание, с синхронной отсечкой подается взрывчатая смесь, с направлением полученного давления на лопатки турбины и отражатели (FR №1538421).A gas turbine internal combustion engine is known with constant volume combustion of the mixture, comprising a turbine installed in the engine housing on the shaft, the blades of which are located in the combustion chamber, where, through nozzles located around the blades and having continuously operating ignition, explosive mixture is fed with synchronous shut-off, with the direction the resulting pressure on the turbine blades and reflectors (FR No. 1538421).
Недостатками этого двигателя являются округлая форма лопаток в виде углублений в корпусе турбины, что резко снижает КПД давления газов в сторону вращения турбины, т.к. газы давят одинаково во все стороны, и невозможность размещения большего количества лопаток из-за их формы при такой цельнометаллической турбине.The disadvantages of this engine are the rounded shape of the blades in the form of recesses in the turbine housing, which dramatically reduces the efficiency of gas pressure in the direction of rotation of the turbine, because gases press in the same way in all directions, and the impossibility of placing more blades due to their shape with such an all-metal turbine.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий корпус с размещенным внутри него компрессором, включающим ротор с установленным на его валу диском с рабочими лопатками, кинематически связанным с валом турбины, и кольцевой отвод, концентрично расположенную относительно последнего газовую турбину, камеры сгорания, равномерно расположенные по внутренней поверхности рабочего колеса газовой турбины на одинаковом расстоянии от центра вращения и жестко на нем закрепленные, вход в которые выполнен в виде диффузора, а выход в форме сопла, форсунки, установленные в камере сгорания и связанные с топливными трубками, отличающийся тем, что компрессор снабжен направляющим аппаратом, вход каждой из камер сгорания расположен в кольцевом отводе над лопатками направляющего аппарата и ориентирован на ее выход, а выход каждой из камер сгорания выполнен выступающим за внешнюю поверхность рабочего колеса и в форме сопла Лаваля. При этом каждая камера сгорания снабжена сверхзвуковым диффузором, двигатель снабжен генератором, имеющим обмотки, статор, совмещенный с корпусом двигателя, и ротор, кинематически связанный посредством передачи с валом турбины, а камеры сгорания снабжены электродами, установленными в выходной части диффузора и электрически связанные с обмотками статора генератора (RU №2078968, прототип).A gas turbine engine is known, comprising a housing with a compressor located inside it, including a rotor with a disk with rotor blades mounted kinematically connected to the turbine shaft, and an annular outlet concentrically located relative to the last gas turbine, combustion chambers uniformly located on the inner surface of the working wheels of a gas turbine at the same distance from the center of rotation and rigidly fixed on it, the entrance to which is made in the form of a diffuser, and the exit is in the form of a nozzle, nozzles and installed in the combustion chamber and connected with the fuel pipes, characterized in that the compressor is equipped with a guiding apparatus, the input of each of the combustion chambers is located in the annular outlet above the vanes of the guiding apparatus and is oriented towards its output, and the output of each of the combustion chambers is made to protrude outside the surface of the impeller and in the form of a Laval nozzle. In this case, each combustion chamber is equipped with a supersonic diffuser, the engine is equipped with a generator having windings, a stator combined with the engine casing, and a rotor kinematically connected via transmission to the turbine shaft, and the combustion chambers are equipped with electrodes installed in the diffuser outlet and electrically connected to the windings the stator of the generator (RU No. 2078968, prototype).
Недостатками данного двигателя являются высокий расход горючего при высоких требованиях к его качеству, большое потребление воздуха и смазочных масел, большой объем выбросов токсичных продуктов сгорания, нестабильность момента, создаваемого на валу и числа оборотов последнего, не большая удельная мощность (на единицу массы), высокая себестоимость, не совершенная организация потока, низкий КПД (для устройств типа Сегнерова колеса КПД не может превышать 50%) из-за потерь энергии при истечении сжатого горячего рабочего тела из сопел камер сгорания в атмосферу, неоптимальной структуры потока рабочего тела на и больших потерь энергии с выходной скоростью, возможность разрушения структуры и прилипания струи, тепловое загрязнение окружающей среды истекающими продуктами сгорания.The disadvantages of this engine are high fuel consumption with high demands on its quality, high consumption of air and lubricating oils, a large amount of emissions of toxic combustion products, instability of the moment created on the shaft and the speed of the latter, not a large specific power (per unit mass), high cost price, not perfect flow organization, low efficiency (for devices like the Segner wheel, the efficiency cannot exceed 50%) due to energy losses during the expiration of a compressed hot working fluid from the nozzles of the chambers with burning out in an atmosphere non-optimal working medium flow structure and large energy losses to the output speed, the possibility of fracture of the structure and attachment of the jet, thermal pollution outflowing combustion gases.
Технической задачей вариантов полезной модели, связанных единым творческим замыслом, является создание эффективного газотурбинного двигателя активного типа и расширение арсенала газотурбинных двигателей.The technical task of the utility model options, connected by a single creative concept, is to create an effective active-type gas turbine engine and expand the arsenal of gas turbine engines.
Технический результат, обеспечивающий решение поставленной задачи в обоих вариантах полезной модели, заключается в том, что обеспечено многократное уменьшение расхода горючего при снижении требований к его качеству и расширении номенклатуры, в т.ч. биотопливо, керосин, солярка;The technical result that provides a solution to the problem in both versions of the utility model is that there is a multiple reduction in fuel consumption while reducing requirements for its quality and expanding the range, including biofuels, kerosene, diesel fuel;
- многократное уменьшение потребления воздуха и смазочных масел;- multiple reduction in air and lubricant consumption;
- многократное уменьшение объема выбросов продуктов сгорания;- a multiple reduction in the volume of emissions of combustion products;
- повышение КПД (на высоких оборотах);- increase in efficiency (at high speeds);
- высокая удельная мощность (на единицу массы), снижение себестоимости;- high specific power (per unit mass), cost reduction;
- быстрота отклика на подачу горючего;- speed of response to fuel supply;
- долговечность, обусловленная размещением подшипников вне зоны высоких температур;- durability due to the placement of bearings outside the high temperature zone;
- сброс горячих газов на периферии;- discharge of hot gases on the periphery;
- улучшенная организация потока с помощью клинового замка;- improved flow organization with a wedge lock;
- относительно низкая скорость вращения;- relatively low rotation speed;
- отсутствует изменение структуры металла;- there is no change in the structure of the metal;
а также в повышении эффективности и КПД за счет формирования оптимальной структуры потока рабочего тела на входе с помощью направляющих аппаратов, радиального отвода отработанного рабочего тела из зоны взаимодействия с лопатками, уменьшения внутренних потерь энергии, и потерь энергии с выходной скоростью, преобразования энергии рабочего тела на максимальном диаметре при минимальном объеме рабочего тела (в соплах) и весьма высокой плотности энергии, исключающей возможности разрушения структуры и прилипания струи, стабилизации с минимальным трением вращения ротора, являющегося одновременно и инерционным накопителем энергии (маховик), также благодаря оптимальному расположению сопел и лопаток несколькими рядами, а также уменьшение теплового загрязнения окружающей среды.as well as to increase efficiency and efficiency due to the formation of the optimal structure of the working fluid flow at the inlet using guiding devices, radial removal of the spent working fluid from the zone of interaction with the blades, reducing internal energy losses, and energy losses at the output speed, converting the energy of the working medium into maximum diameter with a minimum volume of the working fluid (in nozzles) and a very high energy density, which excludes the possibility of destruction of the structure and adhesion of the jet, stabilization with a minimum lnym friction rotation of the rotor being simultaneously inertial energy storage (flywheel), also due to the optimum arrangement of the nozzles and several rows of blades as well as reduction of thermal pollution.
Сущность полезной модели в части газотурбинного двигателя с двухсторонним подводом воздуха состоит в том, что газотурбинный двигатель содержит вал, на котором закреплен ротор газовой турбины, с двух сторон которого симметрично установлены роторы первого и второго центробежных компрессоров, между которыми размещен внутренний направляющий аппарат, лопасти которого выполнены с двух сторон в корпусе, а со стороны всасывания первого компрессора с двух сторон в корпусе размещен входной направляющий аппарат, лопасти которого выполнены с двух сторон в корпусе, и подшипники для установки вала в корпусе, при этом ротор газовой турбины выполнен с двумя размещенными по окружности рядами камер сгорания и установлен с возможностью вращения в статоре-распределителе, выполненном с каналами подвода горючего и камерами смешения для подачи горючей смеси во впускные окна каждой из камер сгорания, имеющих наклонные выходные сопла, обращенные срезами к размещенным в кольцевом зазоре лопаткам опорного статора, в которых выполнены каналы перегрева горючего, связанные каналами подвода горючего с форсунками камер смешения, выполненных в статоре-распределителе вокруг лопастей второго компрессора.The essence of the utility model in terms of a gas turbine engine with two-sided air supply consists in the fact that the gas turbine engine contains a shaft on which the rotor of the gas turbine is mounted, on the two sides of which the rotors of the first and second centrifugal compressors are symmetrically mounted, between which there is an internal guide apparatus, the blades of which made on two sides in the housing, and on the suction side of the first compressor on both sides of the housing there is an input guide apparatus, the blades of which are made with two x sides in the housing, and bearings for mounting the shaft in the housing, while the rotor of the gas turbine is made with two rows of combustion chambers arranged around the circumference and mounted for rotation in a stator distributor made with channels for supplying fuel and mixing chambers for supplying the combustible mixture to inlet windows of each of the combustion chambers having inclined outlet nozzles facing with slices to the blades of the supporting stator located in the annular gap, in which the channels of fuel overheating are connected, connected by channels of supply yuchego mixing chambers with nozzles, formed in the stator-distributor around the second compressor blades.
При этом, предпочтительно, подшипники размещены вне области высоких температур, ротор установлен относительно статора-распределителя и опорного статора с зазорами по окружным и боковым поверхностям, соединенными с каналами охлаждающего воздуха, количество сопел в двух рядах равно количеству лопаток опорного статора, ротор выполнен с двумя рядами камер сгорания и сопел, смещенных друг относительно друга в угловом направлении, окна удаления отработанных газов выполнены в статоре радиально и непосредственно соединены с атмосферой, лопатки выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно, сопла выполнены с критическим сечением на срезе в плоскости, наклонной к радиальной плоскости ротора, на котором выполнены выемки под каждым соплом, при этом направление оси симметрии сопла выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора и перпендикулярного воздействия струи на лопатки опорного статора, камеры сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения, а с каждой стороны в статоре-распределителе выполнены две кольцевые проточки, поочередно соединенные каждая с каналами перегрева горючего каждой второй лопатки, попеременно каналам перегрева горючего остальных лопаток.In this case, preferably, the bearings are located outside the high temperature region, the rotor is mounted relative to the stator-distributor and the supporting stator with gaps on the circumferential and lateral surfaces connected to the cooling air channels, the number of nozzles in two rows is equal to the number of blades of the supporting stator, the rotor is made with two in rows of combustion chambers and nozzles, angularly displaced relative to each other, exhaust gas removal windows are made in the stator radially and directly connected to the atmosphere, the blade ki are made with an edge inclined to the circumference and mounted radially or obliquely, the nozzles are made with a critical cross section on a section in a plane inclined to the radial plane of the rotor, on which recesses are made under each nozzle, while the direction of the axis of symmetry of the nozzle is chosen from the condition of maximum approximation to the tangent the surface of the rotor and the perpendicular impact of the jet on the blades of the supporting stator, the combustion chamber are made trapezoidal, expanding to the periphery, with an inclination against the direction of rotation, and on each side, in the stator-distributor, two annular grooves are made, each alternately connected to the channels for overheating the fuel of each second blade, alternately to the channels for overheating the fuel of the remaining blades.
Сущность полезной модели в части газотурбинного двигателя с односторонним подводом воздуха состоит в том, что газотурбинный двигатель содержит установленный на подшипниках в корпусе вал, на котором закреплен ротор газовой турбины, с одной стороны которого установлены роторы первого и второго центробежных компрессоров, между которыми размещен внутренний направляющий аппарат, лопасти которого выполнены в корпусе, а со стороны всасывания первого компрессора размещен входной направляющий аппарат, лопасти которого выполнены в корпусе, при этом ротор газовой турбины выполнен с двумя размещенными по окружности рядами камер сгорания и установлен с возможностью вращения в статоре-распределителе, выполненном с каналами подвода горючего и камерами смешения для подачи горючей смеси во впускные окна каждой из камер сгорания, имеющих наклонные выходные сопла, обращенные срезами к размещенным в кольцевом зазоре лопаткам опорного статора, в которых выполнены каналы перегрева горючего, связанные каналами подвода горючего с форсунками камер смешения, выполненных в статоре-распределителе вокруг лопастей третьего компрессора, выполненных на роторе.The essence of the utility model in terms of a gas turbine engine with one-sided air supply is that the gas turbine engine contains a shaft mounted on bearings in the housing, on which a rotor of a gas turbine is mounted, on one side of which rotors of the first and second centrifugal compressors are installed, between which an internal guide an apparatus, the blades of which are made in the housing, and on the suction side of the first compressor, an input guide apparatus is placed, the blades of which are made in the housing, p and the rotor of the gas turbine is made with two rows of combustion chambers arranged around the circumference and mounted for rotation in a stator distributor made with channels for supplying fuel and mixing chambers for supplying the combustible mixture to the inlet windows of each of the combustion chambers having inclined exit nozzles facing cuts to the blades of the supporting stator located in the annular gap, in which the fuel overheating channels are made, connected by the fuel supply channels with the nozzles of the mixing chambers made in the stator divider around the blades of the third compressor provided on the rotor.
При этом, предпочтительно, подшипники размещены вне области высоких температур, ротор установлен относительно статора-распределителя и опорного статора с зазорами по окружным и боковым поверхностям, соединенными с каналами охлаждающего воздуха, количество сопел в двух рядах равно количеству лопаток опорного статора, ротор выполнен с двумя рядами камер сгорания и сопел, смещенных друг относительно друга в угловом направлении, окна удаления отработанных газов выполнены в статоре радиально и непосредственно соединены с атмосферой, лопатки выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно, сопла выполнены с критическим сечением на срезе в плоскости, наклонной к радиальной плоскости ротора, на котором выполнены выемки под каждым соплом, при этом направление оси симметрии сопла выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора и перпендикулярного воздействия струи на лопатки опорного статора, камеры сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения, а с каждой стороны в статоре-распределителе выполнены две кольцевые проточки, поочередно соединенные каждая с каналами перегрева горючего каждой второй лопатки, попеременно каналам перегрева горючего остальных лопаток.In this case, preferably, the bearings are located outside the high temperature region, the rotor is mounted relative to the stator-distributor and the supporting stator with gaps on the circumferential and lateral surfaces connected to the cooling air channels, the number of nozzles in two rows is equal to the number of blades of the supporting stator, the rotor is made with two in rows of combustion chambers and nozzles, angularly displaced relative to each other, exhaust gas removal windows are made in the stator radially and directly connected to the atmosphere, the blade ki are made with an edge inclined to the circumference and mounted radially or obliquely, the nozzles are made with a critical cross section on a section in a plane inclined to the radial plane of the rotor, on which recesses are made under each nozzle, while the direction of the axis of symmetry of the nozzle is chosen from the condition of maximum approximation to the tangent the surface of the rotor and the perpendicular impact of the jet on the blades of the supporting stator, the combustion chamber are made trapezoidal, expanding to the periphery, with an inclination against the direction of rotation, and on each side, in the stator-distributor, two annular grooves are made, each alternately connected to the channels for overheating the fuel of each second blade, alternately to the channels for overheating the fuel of the remaining blades.
На чертеже фиг.1 изображена конструктивная схема двигателя с двухсторонним подводом воздуха, (продольный разрез,) на фиг.2 и фиг.3 - увеличенные фрагменты фиг.1, на фиг.4 - поперечный разрез по фиг.1, на фиг.5 - увеличенный фрагмент фиг.4, на фиг.6 - конструктивная схема ротора двигателя, на фиг.7 - конструктивная схема статора-распределителя двигателя, на фиг.8 - вид с торца на двигатель по фиг.1, на фиг.9 - конструктивная схема двигателя с односторонним подводом воздуха, (продольный разрез), на фиг.10 - увеличенный фрагмент фиг.9, на фиг.11 - поперечный разрез по фиг.9, на фиг.12 - конструктивная ротора двигателя с третьим компрессором, на фиг.13 - конструктивная схема статора-распределителя двигателя, на фиг.14 - вид с правого торца на двигатель по фиг.9.The drawing of figure 1 shows a structural diagram of an engine with two-way air supply, (longitudinal section,) in figure 2 and figure 3 - enlarged fragments of figure 1, figure 4 is a transverse section of figure 1, figure 5 - an enlarged fragment of figure 4, figure 6 is a structural diagram of a rotor of the engine, figure 7 is a structural diagram of a stator-distributor of the engine, figure 8 is an end view of the engine of figure 1, figure 9 is a structural scheme of the engine with a one-way air supply (longitudinal section), figure 10 is an enlarged fragment of figure 9, figure 11 is a transverse section p about Fig.9, Fig.12 is a structural rotor of the engine with a third compressor, Fig.13 is a structural diagram of the stator-distributor of the engine, Fig.14 is a view from the right end to the engine of Fig.9.
На чертежах фиг.1-фиг.14 обозначены:In the drawings, Fig.1-Fig.14 indicated:
- вал 1 газовой турбины;- shaft 1 of a gas turbine;
- активный ротор 2 газовой турбины;- active rotor 2 of a gas turbine;
- лопасти 3 первого (правого и левого по чертежам фиг.1-3) центробежного компрессора (первой ступени сжатия воздуха);- blades 3 of the first (right and left according to the drawings of figures 1-3) centrifugal compressor (first stage of air compression);
- лопасти 4 внутреннего направляющего аппарата (направляющего аппарата первого компрессора, правого и левого по чертежам фиг.1-3);- blades 4 of the inner guide vane (the guide vane of the first compressor, right and left according to the drawings of figures 1-3);
- лопасти 5 входного направляющего аппарата (правого и левого по чертежам фиг.1-3);- blades 5 of the input guide vane (right and left according to the drawings of figures 1-3);
- лопасти 6 второго (правого и левого по чертежам фиг.1-3) центробежного компрессора (второй ступени сжатия воздуха);- blades 6 of the second (right and left according to the drawings of figures 1-3) centrifugal compressor (second stage of air compression);
- подшипники 7 вала 1 (подшипники качения или скольжения);- bearings 7 of the shaft 1 (rolling or sliding bearings);
- ротор 8 первого центробежного компрессора;- rotor 8 of the first centrifugal compressor;
- корпус (выполненный в виде фланца) 9 внутреннего направляющего аппарата, с лопастями 4 внутреннего направляющего аппарата;- housing (made in the form of a flange) 9 of the inner guide vane, with blades 4 of the inner guide vane;
- направление 10 удаления отработанных газов;- direction 10 of exhaust gas removal;
- камеры 11 сгорания;- combustion chamber 11;
- фланец 12;- flange 12;
- фланец 13 первого компрессора;- flange 13 of the first compressor;
- корпус 14 входного направляющего аппарата;- housing 14 of the input guide vane;
- входы 15 горючего в каналы статора-распределителя 22;- inputs of 15 fuel into the channels of the stator-distributor 22;
- направление 16 всасывания атмосферного воздуха первым компрессором;- direction 16 of the intake of atmospheric air by the first compressor;
- ротор 17 второго центробежного компрессора;- rotor 17 of the second centrifugal compressor;
- опорные лопатки 18 опорного статора;- supporting blades 18 of the supporting stator;
- опорный (наружный) статор 19;- reference (outer) stator 19;
- сопла 20 (форсунки) впрыска испаренного (перегретого) горючего;- nozzle 20 (nozzle) injection of evaporated (superheated) fuel;
- суживающиеся камеры 21 смешения прямоугольного сечения, в статоре-распределителе 22;- tapering chamber 21 mixing rectangular cross section, in the stator-distributor 22;
- каналы 23 подвода горючего к форсункам 20;- channels 23 for supplying fuel to the nozzles 20;
- суживающиеся прямоугольные сопла 24 на внешней поверхности ротора 2;- tapering rectangular nozzles 24 on the outer surface of the rotor 2;
- каналы 25 перегрева горючего (испарителя);- channels 25 overheating of fuel (evaporator);
- впускные окна 26 впрыска сформированного топлива камер 11 сгорания;- inlet ports 26 for injection of generated fuel from the combustion chambers 11;
- направления 27,28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания;- directions 27.28 of the expiration of the combustion products from the nozzles 24 in two rows of the combustion chambers 11;
- зона 29 удаления отработанных газов статора;- stator exhaust gas removal zone 29;
- окна 30 радиального удаления отработанных газов корпуса 19;- windows 30 for radial exhaust gas removal of the housing 19;
- клиновидный замок 33.- wedge-shaped lock 33.
На чертежах фиг.9-фиг.13 дополнительно обозначены:In the drawings of Fig.9-Fig.13 are additionally indicated:
- лопасти 31 проходного третьего компрессора, закрепленные на роторе 2;- the blades 31 of the passage of the third compressor, mounted on the rotor 2;
- проходные сечения 32 поступления сжатого воздуха в третьем компрессоре.- bore sections 32 of the compressed air in the third compressor.
Газотурбинный двигатель с двухсторонним подводом (забором) воздуха по фиг.1-8 содержит вал 1, на котором закреплен активный ротор 2 газовой турбины, с двух сторон которого симметрично установлены роторы 8, 17 первого и второго центробежных компрессоров с лопастями 3, 6, соответственно, между которыми размещен внутренний направляющий аппарат, лопасти 4 которого выполнены с двух сторон в корпусе (фланце) 9. Со стороны всасывания первого компрессора по направлению 16 с двух сторон (справа и слева по фиг.1-3) в корпусе 14 размещен входной направляющий аппарат, лопасти 5 которого выполнены с двух сторон в корпусе 14, и подшипники 7 для установки вала 1 в корпусе 14. Таким образом, в данном варианте двигателя с каждой стороны ротора 2 симметрично расположены правый и левый, соответственно по чертежам фиг.1-3, первый и второй компрессоры с роторами 8, 17 и лопастями 3, 6, правый и левый направляющие аппараты с лопастями 4, 5, а также правый и левый подшипники 7. Ротор 2 газовой турбины выполнен симметричным, с двумя размещенными по окружности рядами камер 11 сгорания и установлен с возможностью вращения в статоре-распределителе 22, выполненном с каналами 23 подвода горючего и камерами 21 смешения для подачи горючей смеси во впускные окна 26 каждой из камер 11 сгорания, имеющих наклонные выходные сопла 24, равномерно распределенные по окружности и попарно обращенные срезами к размещенным в кольцевом зазоре лопаткам 18 опорного статора 19, в которых выполнены каналы 25 перегрева горючего, связанные каналами 23 подвода горючего с форсунками 20 камер 21 смешения, выполненных в статоре-распределителе 22 вокруг лопастей 6 второго компрессора.The gas turbine engine with a two-sided supply (intake) of air of Figs. 1-8 comprises a shaft 1, on which an active rotor 2 of a gas turbine is mounted, on whose two sides rotors 8, 17 of the first and second centrifugal compressors with blades 3, 6 are mounted symmetrically between which there is an internal guide apparatus, the blades 4 of which are made on both sides in the housing (flange) 9. On the suction side of the first compressor in the direction 16, on both sides (right and left of FIGS. 1-3) an input guide is placed up arat, the blades 5 of which are made on both sides in the housing 14, and bearings 7 for mounting the shaft 1 in the housing 14. Thus, in this embodiment of the engine, each side of the rotor 2 is symmetrically located right and left, respectively, according to the drawings of figures 1-3 , the first and second compressors with rotors 8, 17 and blades 3, 6, the right and left guide vanes with blades 4, 5, as well as the right and left bearings 7. The rotor 2 of the gas turbine is made symmetrical, with two rows of chambers 11 arranged around the circumference combustion and installed rotatably in a hundred an o-distributor 22 made with channels 23 for supplying fuel and mixing chambers 21 for supplying a combustible mixture to the inlet windows 26 of each of the combustion chambers 11 having inclined output nozzles 24 uniformly distributed around the circumference and in pairs facing with slices to the blades 18 located in the annular gap a supporting stator 19, in which channels 25 for overheating the fuel are made, connected by channels 23 for supplying fuel with nozzles 20 of mixing chambers 21, made in the stator-distributor 22 around the blades 6 of the second compressor.
Подшипники 7 размещены с обеих сторон со стороны всасывания первого компрессора, т.е. вне области высоких температур.Bearings 7 are placed on both sides of the suction side of the first compressor, i.e. outside the high temperature region.
Ротор 2 установлен относительно статора-распределителя 22 и опорного статора 19 с зазорами по окружным и боковым поверхностям, соединенными с каналами (не изображены) циркуляции охлаждающего воздуха.The rotor 2 is installed relative to the stator-distributor 22 and the supporting stator 19 with gaps on the circumferential and lateral surfaces connected to the channels (not shown) of the cooling air circulation.
Количество сопел 24 в двух рядах равно количеству лопаток 18 опорного статора 19.The number of nozzles 24 in two rows is equal to the number of blades 18 of the supporting stator 19.
Ротор 2 газовой турбины выполнен с двумя рядами камер 11 сгорания и сопел 24, смещенных друг относительно друга в угловом направлении.The rotor 2 of the gas turbine is made with two rows of combustion chambers 11 and nozzles 24, offset from each other in the angular direction.
Окна 30 удаления отработанных газов выполнены в опорном статоре 19 радиально и непосредственно соединены с атмосферой.Windows 30 exhaust gas removal made in the reference stator 19 radially and directly connected to the atmosphere.
Лопатки 18 опорного статора 19 выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно.The blades 18 of the supporting stator 19 are made with an edge inclined to the circumference and mounted radially or obliquely.
Сопла 24 выполнены с критическим сечением на срезе в плоскости, наклонной к радиальной плоскости ротора 2, на котором выполнены выемки (не обозначены) под каждым соплом 24. Направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной цилиндрической поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19.The nozzles 24 are made with a critical cross-section in a plane inclined to the radial plane of the rotor 2, on which recesses (not marked) are made under each nozzle 24. The direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum approximation to the tangent cylindrical surface of the rotor 2 and perpendicular impact jets on the blades 18 of the supporting stator 19.
Камеры 11 сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения.The combustion chambers 11 are made of a trapezoidal shape, expanding to the periphery, with an inclination against the direction of rotation.
С каждой стороны в статоре-распределителе 22 выполнены две кольцевые проточки (на фиг.7 изображена одна проточка, позицией не обозначена), поочередно соединенные каждая с каналами 25 перегрева горючего каждой второй лопатки 18, попеременно каналам 25 перегрева горючего остальных лопаток 18.On each side, in the stator-distributor 22, two annular grooves are made (Fig. 7 shows one groove, not indicated by the position), each alternately connected to the channels 25 for overheating the fuel of each second blade 18, alternately to the channels 25 for overheating the fuel for the other blades 18.
Впускные окна 26 камер 11 сгорания выполнены прямоугольного сечения на внутренней поверхности активного ротора 2 и представляют собой аэродинамическую ступень мгновенного расширения во внутреннем объеме камеры 11 сгорания против направления вращения активного ротора 2. Камеры 11 сгорания так же имеют наклон в сторону противоположную вращению ротора 2. Внутренний статор - распределитель 22 имеет суживающиеся камеры 21 смешения прямоугольного сечения, обращенные узкой критической частью к прямоугольным впускным окнам 26 камер 11 сгорания. Камеры 21 смешения статора-распределителя 22 в среднем сечении имеют расширяющиеся сопла (форсунки) 20 впрыска испаренного горючего непосредственно в воздушный поток. Сопла 24 выполнены с конфигурацией, выпуклой в направлении вращения ротора 2. Направление оси симметрии сопел 24 - под небольшим углом к радиусу ротора 2 в плоскости вращения, направления 27, 28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания определяются тем, что направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19.The inlet windows 26 of the combustion chambers 11 are made of rectangular cross-section on the inner surface of the active rotor 2 and represent the aerodynamic stage of instant expansion in the internal volume of the combustion chamber 11 against the direction of rotation of the active rotor 2. The combustion chambers 11 also have an inclination in the direction opposite to the rotation of the rotor 2. Internal the stator - distributor 22 has a narrowing chamber 21 mixing rectangular cross section, facing a narrow critical part to the rectangular inlet windows 26 of the combustion chambers 11. The mixing chambers 21 of the stator-distributor 22 in the middle section have expanding nozzles (nozzles) 20 for injecting the evaporated fuel directly into the air stream. The nozzles 24 are configured with a convex direction of rotation of the rotor 2. The direction of the axis of symmetry of the nozzles 24 is at a small angle to the radius of the rotor 2 in the plane of rotation, directions 27, 28 of the expiration of the combustion products from the nozzles 24 in two rows of combustion chambers 11 are determined by the fact that the direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum approximation to the tangent surface of the rotor 2 and the perpendicular impact of the jet on the blades 18 of the supporting stator 19.
Каналы 23 подвода горючего, снабженные форсунками 20, выполнены в статоре-распределителе 22 по обе стороны ротора 2.The fuel supply channels 23, equipped with nozzles 20, are made in the stator-distributor 22 on both sides of the rotor 2.
Перед первым компрессором в корпусе выполнен клиновидный замок 33.Before the first compressor, a wedge-shaped lock 33 is made in the casing.
Два ряда камер 11 сгорания и сопел 24, смещены, соответственно, друг относительно друга в угловом направлении на половину центрального угла между соплами в одном ряду. Опорные лопатки 18 статора 19 и окна 30 - общие для двух рядов камер 11 и сопел 24 ротора 2.Two rows of combustion chambers 11 and nozzles 24 are offset, respectively, relative to each other in the angular direction by half the central angle between the nozzles in the same row. The supporting blades 18 of the stator 19 and the window 30 are common to two rows of chambers 11 and nozzles 24 of the rotor 2.
Кривизна сопел 24 выбирается из условия равномерного износа их внутренней поверхности.The curvature of the nozzles 24 is selected from the condition of uniform wear of their inner surface.
Камеры 11 сгорания образованы из двух соседних съемных элементов (не обозначены) Г-образного сечения. Зона 29 удаления отработанных газов общая для всех, отработанных газов, поступающих из камер 11.The combustion chambers 11 are formed of two adjacent removable elements (not indicated) of the L-shaped section. The exhaust gas removal zone 29 is common to all exhaust gases coming from the chambers 11.
Газотурбинный двигатель с односторонним подводом (забором) воздуха по фиг.9-13 содержит установленный на подшипниках 7 в корпусе 9, 14 вал 1, на котором закреплен ротор 2 газовой турбины, с одной стороны которого установлены роторы 8, 17 первого и второго центробежных компрессоров с лопастями 3, 6, соответственно, между которыми размещен внутренний направляющий аппарат, лопасти 4 которого выполнены в корпусе (фланце) 9. Со стороны всасывания первого компрессора размещен входной направляющий аппарат, лопасти 5 которого выполнены в корпусе 14.The gas turbine engine with a one-way air intake (intake) of FIGS. 9-13 comprises a shaft 1 mounted on bearings 7 in a housing 9, 14, on which a rotor 2 of a gas turbine is mounted, on one side of which rotors 8, 17 of the first and second centrifugal compressors are mounted with blades 3, 6, respectively, between which there is an internal guide vane, the blades 4 of which are made in the housing (flange) 9. On the suction side of the first compressor, an input guide vane is located, the blades 5 of which are made in the housing 14.
Таким образом, в данном варианте двигателя с одной стороны ротора 2 расположены правый и левый, соответственно по чертежам фиг.9, 10, первый и второй компрессоры с роторами 8, 17 и лопастями 3, 6, направляющие аппараты с лопастями 4, 5. Ротор 2 газовой турбины выполнен симметричным, с двумя размещенными по окружности рядами камер 11 сгорания и установлен с возможностью вращения в статоре-распределителе 22, выполненном с каналами 23 подвода горючего и камерами 21 смешения для подачи горючей смеси во впускные окна 26 каждой из камер 11 сгорания, имеющих наклонные выходные сопла 24, равномерно распределенные по окружности и попарно обращенные срезами к размещенным в кольцевом зазоре лопаткам 18 опорного статора 19, в которых выполнены каналы 25 перегрева горючего, связанные каналами 23 подвода горючего с форсунками 20 камер 21 смешения, выполненных в статоре-распределителе 22 вокруг лопастей 6 второго компрессора.Thus, in this embodiment, the engine on one side of the rotor 2 is located right and left, respectively, according to the drawings of Figures 9, 10, the first and second compressors with rotors 8, 17 and blades 3, 6, guide vanes with blades 4, 5. Rotor 2 of the gas turbine is made symmetrical, with two rows of combustion chambers 11 arranged around the circumference and mounted for rotation in a stator distributor 22 made with channels 23 for supplying fuel and mixing chambers 21 for supplying the combustible mixture to the inlet windows 26 of each of the combustion chambers 11, having nak outlet nozzles 24 uniformly distributed around the circumference and turned in pairs by sections to the blades 18 of the supporting stator 19, in which the channels 25 for overheating the fuel are connected, connected by the channels 23 for supplying fuel with the nozzles 20 of the mixing chambers 21 made in the stator distributor 22 around the blades 6 of the second compressor.
Подшипники 7 качения размещены с обеих сторон со стороны всасывания первого компрессора, т.е. вне области высоких температур.Rolling bearings 7 are placed on both sides of the suction side of the first compressor, i.e. outside the high temperature region.
Ротор 2 установлен относительно статора-распределителя 22 и опорного статора 19 с зазорами по окружным и боковым поверхностям, соединенными с каналами (не изображены) циркуляции охлаждающего воздуха.The rotor 2 is installed relative to the stator-distributor 22 and the supporting stator 19 with gaps on the circumferential and lateral surfaces connected to the channels (not shown) of the cooling air circulation.
Количество сопел 24 в двух рядах равно количеству лопаток 18 опорного статора 19.The number of nozzles 24 in two rows is equal to the number of blades 18 of the supporting stator 19.
Ротор 2 газовой турбины выполнен с двумя рядами камер 11 сгорания и сопел 24, смещенных друг относительно друга в угловом направлении.The rotor 2 of the gas turbine is made with two rows of combustion chambers 11 and nozzles 24, offset from each other in the angular direction.
Окна 30 удаления отработанных газов выполнены в опорном статоре 19 радиально и непосредственно соединены с атмосферой.Windows 30 exhaust gas removal made in the reference stator 19 radially and directly connected to the atmosphere.
Лопатки 18 опорного статора 19 выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно.The blades 18 of the supporting stator 19 are made with an edge inclined to the circumference and mounted radially or obliquely.
Сопла 24 выполнены с критическим сечением на срезе в плоскости, наклонной к радиальной плоскости ротора 2, на котором выполнены выемки (не обозначены) под каждым соплом 24. Направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной цилиндрической поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19.The nozzles 24 are made with a critical cross-section in a plane inclined to the radial plane of the rotor 2, on which recesses (not marked) are made under each nozzle 24. The direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum approximation to the tangent cylindrical surface of the rotor 2 and perpendicular impact jets on the blades 18 of the supporting stator 19.
Камеры 11 сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения.The combustion chambers 11 are made of a trapezoidal shape, expanding to the periphery, with an inclination against the direction of rotation.
С каждой стороны в статоре-распределителе 22 выполнены две кольцевые проточки (на фиг.13 изображена одна проточка, позицией не обозначена), поочередно соединенные каждая с каналами 25 перегрева горючего каждой второй лопатки 18, попеременно каналам 25 перегрева горючего остальных лопаток 18.On each side, in the stator-distributor 22, two annular grooves are made (Fig. 13 shows one groove, not indicated by the position), each alternately connected to the channels 25 for overheating the fuel of each second blade 18, alternately to the channels 25 for overheating the fuel of the other blades 18.
Впускные окна 26 камер 11 сгорания выполнены прямоугольного сечения на внутренней поверхности активного ротора 2 и представляют собой аэродинамическую ступень мгновенного расширения во внутреннем объеме камеры 11 сгорания против направления вращения активного ротора 2. Камеры 11 сгорания так же имеют наклон в сторону противоположную вращению ротора 2. Внутренний статор - распределитель 22 имеет суживающиеся камеры 21 смешения прямоугольного сечения, обращенные узкой критической частью к прямоугольным впускным окнам 26 камер 11 сгорания. Камеры 21 смешения статора-распределителя 22 в среднем сечении имеют расширяющиеся сопла (форсунки) 20 впрыска испаренного горючего непосредственно в воздушный поток. Сопла 24 выполнены с конфигурацией, выпуклой в направлении вращения ротора 2. Направление оси симметрии сопел 24 - под небольшим углом к радиусу ротора 2 в плоскости вращения, направления 27, 28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания определяются тем, что направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19.The inlet windows 26 of the combustion chambers 11 are made of rectangular cross-section on the inner surface of the active rotor 2 and represent the aerodynamic stage of instant expansion in the internal volume of the combustion chamber 11 against the direction of rotation of the active rotor 2. The combustion chambers 11 also have an inclination in the direction opposite to the rotation of the rotor 2. Internal the stator - distributor 22 has a narrowing chamber 21 mixing rectangular cross section, facing a narrow critical part to the rectangular inlet windows 26 of the combustion chambers 11. The mixing chambers 21 of the stator-distributor 22 in the middle section have expanding nozzles (nozzles) 20 for injecting the evaporated fuel directly into the air stream. The nozzles 24 are configured with a convex direction of rotation of the rotor 2. The direction of the axis of symmetry of the nozzles 24 is at a small angle to the radius of the rotor 2 in the plane of rotation, directions 27, 28 of the expiration of the combustion products from the nozzles 24 in two rows of combustion chambers 11 are determined by the fact that the direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum approximation to the tangent surface of the rotor 2 and the perpendicular impact of the jet on the blades 18 of the supporting stator 19.
Каналы 23 подвода горючего, снабженные форсунками 20, выполнены в статоре-распределителе 22 по обе стороны ротора 2.The fuel supply channels 23, equipped with nozzles 20, are made in the stator-distributor 22 on both sides of the rotor 2.
Два ряда камер 11 сгорания и сопел 24, смещены, соответственно, друг относительно друга в угловом направлении на половину центрального угла между соплами в одном ряду. Опорные лопатки 18 статора 19 и окна 30 - общие для двух рядов камер 11 и сопел 24 ротора 2.Two rows of combustion chambers 11 and nozzles 24 are offset, respectively, relative to each other in the angular direction by half the central angle between the nozzles in the same row. The supporting blades 18 of the stator 19 and the window 30 are common to two rows of chambers 11 and nozzles 24 of the rotor 2.
Кривизна сопел 24 выбирается из условия равномерного износа их внутренней поверхности.The curvature of the nozzles 24 is selected from the condition of uniform wear of their inner surface.
Камеры 11 сгорания образованы из двух соседних съемных элементов (не обозначены) Г-образного сечения. Зона 29 удаления отработанных газов общая для всех, отработанных газов, поступающих из камер 11.The combustion chambers 11 are formed of two adjacent removable elements (not indicated) of the L-shaped section. The exhaust gas removal zone 29 is common to all exhaust gases coming from the chambers 11.
Газотурбинный двигатель с двухсторонним подводом (забором) воздуха по фиг.1-8 работает следующим образом.The gas turbine engine with a two-way supply (intake) of air in Fig.1-8 works as follows.
Вал 1 двигателя с ротором 2, роторами 8, 17 первого и второго центробежных компрессоров раскручивается от любого стартового источника.The motor shaft 1 with rotor 2, rotors 8, 17 of the first and second centrifugal compressors is untwisted from any starting source.
Первый центробежный компрессор 8 с лопастями 3 всасывает атмосферный воздух 16 и с другой стороны на выходе с лопастей 3 увеличивает давление и скорость в направляющем аппарате 4. Далее сжатый воздух через радиальный суживающийся канал поступает на всасывание второго центробежного компрессора (ротор 17) с лопастями 6. При выходе с лопастей 6 давление воздуха увеличивается под воздействием лопастей 31.The first centrifugal compressor 8 with blades 3 draws in atmospheric air 16 and, on the other hand, at the outlet from the blades 3 increases the pressure and speed in the guide apparatus 4. Further, compressed air through a radial tapering channel enters the suction of the second centrifugal compressor (rotor 17) with blades 6. When leaving the blades 6, the air pressure increases under the influence of the blades 31.
Лопасти 4, 5 направляющих аппаратов обеспечивают оптимизацию работы компрессоров и повышение их КПД.The blades 4, 5 of the guide vanes provide optimization of the compressors and increase their efficiency.
Далее сжатый воздух поступает в суживающиеся прямоугольные камеры 21 смешения внутреннего статора-распределителя 22 и увеличивает давление и плотность и скорость в их суживающейся критической части. Система воздушного обеспечения (не изображена) независимая, с максимально точной дозировкой и увеличением давления и скорости в суживающихся камерах 21 смешения статора-распределителя 22. На критической части суживающихся камер 21 статора-распределителя 22 расположены форсунки 20 впрыска горючего. При впрыске горючего непосредственно в поток сжатого компрессорами воздуха, в камеру сгорания 11 поступает через окна 26 впрыска готовая топливная смесь. Так как топливная смесь формируется непосредственно на входе в камеру 11 сгорания, а горючее и воздух находятся в одинаковом агрегатном состоянии, в камеры 11 поступает эффективно смешанное топливо.Further, compressed air enters the narrowing rectangular chambers 21 for mixing the internal stator-distributor 22 and increases the pressure and density and speed in their narrowing critical part. The air supply system (not shown) is independent, with the most accurate dosage and increase in pressure and speed in the narrowing chambers 21 for mixing the stator-distributor 22. On the critical part of the narrowing chambers 21 of the stator-distributor 22 are fuel injection nozzles 20. When fuel is injected directly into the stream of compressed air by compressors, the finished fuel mixture enters the combustion chamber 11 through the injection windows 26. Since the fuel mixture is formed directly at the entrance to the combustion chamber 11, and the fuel and air are in the same aggregate state, efficiently mixed fuel enters the chambers 11.
При сгорании топлива давление в камерах 11 сгорания возрастает и постоянно получаемый объем газов (газообразных продуктов сгорания) под давлением, существующем в камере 11 сгорания, направляется в заборную часть суживающегося сопел 24. На выходе из критического сечения каждого прямоугольного сопла 24 на внешнем диаметре активного ротора 2 прямоугольная (уплощенная) газовая струя с энергией высокой плотности (увеличенными скоростью и давлением) воздействует на лопатку 18 статора 19 и отдает свою энергию полностью, так как скорость струи падает до нуля. Число опорных лопаток 18 статора 19 равно числу вращающихся камер 11 сгорания и числу активных сопел 24 левого и правого рядов (ступеней) активного ротора 2. Поскольку камеры 11 сгорания с соплами 24 в каждой ступени (ряду) смещены относительно другой на половину центрального угла между соплами 24 одной ступени в плоскости вращения, то газовые струи по направлениям 27, 28 при вращении активного ротора 2 попеременно действуют каждая на свою опорную лопатку 18 статора 19 не деформируясь и частота следования силовых импульсов за один оборот увеличивается в два раза. Таким образом, получается сглаженная смещенная характеристика (увеличивается суммарное количество фаз взаимодействия струи с лопатками 18 за один полный оборот активного ротора 2). Интервал между пиками силовых контактов сокращается. Направления 27, 28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания определяются тем, что направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19. При этом рабочее тело (продукты сгорания) не передает механическую энергию никакому промежуточному элементу (поршню или лопастям турбины). Энергия струи продуктов сгорания, истекающей из сопел 24, действуя на опорные плоскости лопаток 18, создает реакцию, заставляющую ротор 2 вращаться.When the fuel is burned, the pressure in the combustion chambers 11 increases and the constantly obtained volume of gases (gaseous products of combustion) under the pressure existing in the combustion chamber 11 is directed to the intake part of the narrowing nozzle 24. At the exit from the critical section of each rectangular nozzle 24 on the outer diameter of the active rotor 2 a rectangular (flattened) gas jet with high-density energy (increased speed and pressure) acts on the blade 18 of the stator 19 and gives up its energy completely, as the speed of the jet decreases to zero. The number of supporting blades 18 of the stator 19 is equal to the number of rotating combustion chambers 11 and the number of active nozzles 24 of the left and right rows (steps) of the active rotor 2. Since the combustion chambers 11 with nozzles 24 in each stage (row) are offset relative to the other by half the central angle between the nozzles 24 of one stage in the plane of rotation, then the gas jets in directions 27, 28 when the active rotor 2 rotates, each alternately acts on its support blade 18 of the stator 19 without deforming and the frequency of repetition of power pulses per revolution increases twice. Thus, a smoothed biased characteristic is obtained (the total number of phases of the interaction of the jet with the blades 18 increases per one full revolution of the active rotor 2). The interval between the peaks of power contacts is reduced. Directions 27, 28 of the expiration of the combustion products from the nozzles 24 in two rows of combustion chambers 11 are determined by the fact that the direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum proximity to the tangent surface of the rotor 2 and the perpendicular impact of the jet on the blades 18 of the supporting stator 19. In this case, the working fluid (combustion products) does not transfer mechanical energy to any intermediate element (piston or turbine blades). The energy of the jet of combustion products flowing out of the nozzles 24, acting on the supporting plane of the blades 18, creates a reaction that causes the rotor 2 to rotate.
Лопатки 18 статора 19 имеют сквозные каналы 25 перегрева горючего и обеспечивают горючим все камеры 21 смешения статора-распределителя 22 (число сопел 24 равно числу лопаток 18 опорного статора 18). Относительно небольшое количество отработанных газов удаляется по направлению 10 в окна 30 радиально, не создавая давление во вторичной зоне 29. Активный ротор 2 газовой турбины имеет хорошее охлаждение (не изображено) центральной части и боковых поверхностей камер 11, температура наружных стенок камер 11 активного ротора 2 значительно ниже температуры горения топлива. Подшипники 7 не имеют контакта с зоной высоких температур и работают в идеальных условиях.The blades 18 of the stator 19 have through channels 25 for overheating the fuel and provide fuel to all the mixing chambers 21 of the stator-distributor 22 (the number of nozzles 24 is equal to the number of blades 18 of the supporting stator 18). A relatively small amount of exhaust gas is removed radially in the direction 10 into the windows 30 without creating pressure in the secondary zone 29. The active rotor 2 of the gas turbine has good cooling (not shown) of the central part and side surfaces of the chambers 11, the temperature of the outer walls of the chambers 11 of the active rotor 2 significantly lower than the combustion temperature of the fuel. Bearings 7 are not in contact with the high temperature zone and operate under ideal conditions.
Газотурбинный двигатель с односторонним подводом (забором) воздуха по фиг.9-14 работает следующим образом.A gas turbine engine with a one-way supply (intake) of air in Fig.9-14 works as follows.
Вал 1 двигателя с ротором 2, роторами 8, 17 первого и второго центробежных компрессоров, а также с лопастями 31 третьего компрессора раскручивается от любого стартового источника. Двигатель с односторонним забором воздуха отличается от предыдущего наличием двух последовательных центробежных компрессоров с одной стороны и наличием проходного третьего компрессора. В целом алгоритм работы практически полностью соответствует алгоритму работы двигателя с двусторонним забором воздуха.The motor shaft 1 with a rotor 2, rotors 8, 17 of the first and second centrifugal compressors, as well as with the blades 31 of the third compressor is untwisted from any starting source. The engine with one-sided air intake differs from the previous one by the presence of two sequential centrifugal compressors on the one hand and the presence of a third compressor through passage. In general, the operation algorithm is almost completely consistent with the algorithm of the engine with two-sided air intake.
Первый центробежный компрессор 8 с лопастями 3 всасывает атмосферный воздух 16 и с другой стороны на выходе с лопастей 3 увеличивает давление и скорость в направляющем аппарате 4. Далее сжатый воздух через радиальный суживающийся канал поступает на всасывание второго центробежного компрессора (ротор 17) с лопастями 6. При выходе с лопастей 6 давление воздуха увеличивается под воздействием лопастей 3, а затем давление воздуха дополнительно увеличивается под воздействием лопастей 31.The first centrifugal compressor 8 with blades 3 draws in atmospheric air 16 and, on the other hand, at the outlet from the blades 3 increases the pressure and speed in the guide apparatus 4. Further, compressed air through a radial tapering channel enters the suction of the second centrifugal compressor (rotor 17) with blades 6. When leaving the blades 6, the air pressure increases under the influence of the blades 3, and then the air pressure increases further under the influence of the blades 31.
Лопасти 4, 5 направляющих аппаратов обеспечивают оптимизацию работы компрессоров и повышение их КПД.The blades 4, 5 of the guide vanes provide optimization of the compressors and increase their efficiency.
Далее сжатый воздух поступает в суживающиеся прямоугольные камеры 21 смешения внутреннего статора-распределителя 22 и увеличивает давление и плотность и скорость в их суживающейся критической части. Система воздушного обеспечения (не изображена) независимая, с максимально точной дозировкой и увеличением давления и скорости в суживающихся камерах 21 смешения статора-распределителя 22. На критической части суживающихся камер 21 статора-распределителя 22 расположены форсунки 20 впрыска горючего. При впрыске горючего непосредственно в поток сжатого компрессорами воздуха, в камеру сгорания 11 поступает через окна 26 впрыска готовая топливная смесь. Так как топливная смесь формируется непосредственно на входе в камеру 11 сгорания, а горючее и воздух находятся в одинаковом агрегатном состоянии, в камеры 11 поступает эффективно смешанное топливо.Further, compressed air enters the narrowing rectangular chambers 21 for mixing the internal stator-distributor 22 and increases the pressure and density and speed in their narrowing critical part. The air supply system (not shown) is independent, with the most accurate dosage and increase in pressure and speed in the narrowing chambers 21 for mixing the stator-distributor 22. On the critical part of the narrowing chambers 21 of the stator-distributor 22 are fuel injection nozzles 20. When fuel is injected directly into the stream of compressed air by compressors, the finished fuel mixture enters the combustion chamber 11 through the injection windows 26. Since the fuel mixture is formed directly at the entrance to the combustion chamber 11, and the fuel and air are in the same aggregate state, efficiently mixed fuel enters the chambers 11.
При сгорании топлива давление в камерах 11 сгорания возрастает и постоянно получаемый объем газов (газообразных продуктов сгорания) под давлением, существующем в камере 11 сгорания, направляется в заборную часть суживающегося сопел 24. На выходе из критического сечения каждого прямоугольного сопла 24 на внешнем диаметре активного ротора 2 прямоугольная (уплощенная) газовая струя с энергией высокой плотности (увеличенными скоростью и давлением) воздействует на лопатку 18 статора 19 и отдает свою энергию полностью, так как скорость струи падает до нуля. Число опорных лопаток 18 статора 19 равно числу вращающихся камер 11 сгорания и числу активных сопел 24 левого и правого рядов (ступеней) активного ротора 2. Поскольку камеры 11 сгорания с соплами 24 в каждой ступени (ряду) смещены относительно другой на половину центрального угла между соплами 24 одной ступени в плоскости вращения, то газовые струи по направлениям 27, 28 при вращении активного ротора 2 попеременно действуют каждая на свою опорную лопатку 18 статора 19 не деформируясь и частота следования силовых импульсов за один оборот увеличивается в два раза. Таким образом, получается сглаженная смещенная характеристика (увеличивается суммарное количество фаз взаимодействия струи с лопатками 18 за один полный оборот активного ротора 2). Интервал между пиками силовых контактов сокращается. Направления 27,28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания определяются тем, что направление оси симметрии сопла 24 выбирается из условия максимального приближения к касательной поверхности ротора 2 и перпендикулярного воздействия струи на лопатки 18 опорного статора 19. При этом рабочее тело (продукты сгорания) не передает механическую энергию никакому промежуточному элементу (поршню или лопастям турбины). Энергия струи продуктов сгорания, истекающей из сопел 24, действуя на опорные плоскости лопаток 18, создает реакцию, заставляющую ротор 2 вращаться.During fuel combustion, the pressure in the combustion chambers 11 increases and the constantly obtained volume of gases (gaseous products of combustion) under the pressure existing in the combustion chamber 11 is directed to the intake part of the tapering nozzle 24. At the exit from the critical section of each rectangular nozzle 24 on the outer diameter of the active rotor 2 a rectangular (flattened) gas jet with high-density energy (increased speed and pressure) acts on the blade 18 of the stator 19 and gives up its energy completely, as the speed of the jet decreases to zero. The number of supporting blades 18 of the stator 19 is equal to the number of rotating combustion chambers 11 and the number of active nozzles 24 of the left and right rows (steps) of the active rotor 2. Since the combustion chambers 11 with nozzles 24 in each stage (row) are offset relative to the other by half the central angle between the nozzles 24 of one stage in the plane of rotation, then the gas jets in directions 27, 28 when the active rotor 2 rotates, each alternately acts on its supporting blade 18 of the stator 19 without deforming and the frequency of repetition of power pulses per revolution increases twice. Thus, a smoothed biased characteristic is obtained (the total number of phases of the interaction of the jet with the blades 18 increases per one full revolution of the active rotor 2). The interval between the peaks of power contacts is reduced. Directions 27.28 of the expiration of combustion products from the nozzles 24 in two rows of combustion chambers 11 are determined by the fact that the direction of the axis of symmetry of the nozzle 24 is selected from the condition of maximum proximity to the tangent surface of the rotor 2 and the perpendicular impact of the jet on the blades 18 of the supporting stator 19. In this case, the working fluid (combustion products) does not transfer mechanical energy to any intermediate element (piston or turbine blades). The energy of the jet of combustion products flowing out of the nozzles 24, acting on the supporting plane of the blades 18, creates a reaction that causes the rotor 2 to rotate.
Лопатки 18 статора 19 имеют сквозные каналы 25 перегрева горючего и обеспечивают горючим все камеры 21 смешения статора-распределителя 22 (число сопел 24 равно числу лопаток 18 опорного статора 18). Относительно небольшое количество отработанных газов удаляется по направлению 10 в окна 30 радиально, не создавая давление во вторичной зоне 29. Активный ротор 2 газовой турбины имеет хорошее охлаждение (не изображено) центральной части и боковых поверхностей камер 11, температура наружных стенок камер 11 активного ротора 2 значительно ниже температуры горения топлива. Подшипники 7 не имеют контакта с зоной высоких температур и работают в идеальных условиях.The blades 18 of the stator 19 have through channels 25 for overheating the fuel and provide fuel to all the mixing chambers 21 of the stator-distributor 22 (the number of nozzles 24 is equal to the number of blades 18 of the supporting stator 18). A relatively small amount of exhaust gas is removed radially in the direction 10 into the windows 30 without creating pressure in the secondary zone 29. The active rotor 2 of the gas turbine has good cooling (not shown) of the central part and side surfaces of the chambers 11, the temperature of the outer walls of the chambers 11 of the active rotor 2 significantly lower than the combustion temperature of the fuel. Bearings 7 are not in contact with the high temperature zone and operate under ideal conditions.
В результате, в обоих вариантах реализации двигателя увеличивается устойчивость к импульсным нагрузкам и нагрузочный пик делается более широким. Плоская струя действует параллельно оси вращения и плоскости внешнего диаметра ротора 2 по своей ширине на максимально эффективном диаметре в узкой опорной полосе. При таком взаимодействии происходит параллельное сложение всех сил с практически одинаковыми величинами на одинаковом радиусе действия. Аэродинамическое сопротивление ротора 2 почти равно нулю - для этого ротор 2 имеет гладкую полированную поверхность, и все силы направлены в одну сторону. Далее при выходе с лопатки 18 опорного статора 19 отработанные газы удаляются в зону 29 и далее через выпускные окна 30 удаляются из двигателя в атмосферу. При этом давление в зоне 29 равно атмосферному, а давление в камерах 11 сгорания такое, какое может обеспечить последовательное нагнетание воздуха компрессорами (многократно большее, чем атмосферное давление). Обеспечивая большую разность давлений на входе и выходе с учетом минимального потребления и расхода воздуха и, как следствие, в соответствующей пропорции минимального расхода горючего. С учетом всех выше изложенных параметров получаем максимальную мощность при минимальном потреблении и расходе воздуха и горючего при максимальном КПД, и минимальном объеме токсичных выбросов с минимальной температурой на единицу полезной мощности двигателя. В реально исследуемом экспериментальном двигателе опорные лопатки 18 статора 19 имеют конкретную выбранную из конструктивных соображений конфигурацию (на чертеже не изображено). При вращении ротора 2 и совмещении плоскости среза сопла 24 с опорной плоскостью лопатки 18 статора 19, по конструкции получаем расширяющееся сопло 24, скорость газовой струи по направлениям 27, 28 возрастает и возрастает энергия удельного импульса, что также увеличивает мощность при одинаковом расходе топлива. При дальнейших экспериментальных исследованиях получили возможность работы двигателя в импульсном (взрывном) режиме при значительном увеличении мощности снижении потребления горючего при неизменном потреблении воздуха. Расчеты по обеспечению импульсного (взрывного) режима укладывается в параметры: скорости формирования топлива, скорости сгорания горючего. Надежность двигателя не снижается, так как за один оборот ротора 2 сопла 24 последовательно переменно через одно сопло 24 переходит из одного режима в другой. Так при диаметре ротора 300 мм числе опорных лопаток 18 опорного статора 19, числе смещенных сопел 24 в двух ступенях (два ряда - ступени по 16 сопел 24) равно 32. Имеем общее число силовых взаимодействий за один оборот равно 1024, при длине развертки внешнего диаметра ротора 942 мм частоту и плотность следования импульсов подсчитать несложно.As a result, in both engine implementations, resistance to impulse loads increases and the load peak becomes wider. A flat jet acts parallel to the axis of rotation and the plane of the outer diameter of the rotor 2 in its width at the maximum effective diameter in a narrow support strip. With this interaction, a parallel addition of all forces occurs with almost the same values at the same radius of action. The aerodynamic resistance of rotor 2 is almost zero - for this, rotor 2 has a smooth polished surface, and all forces are directed in one direction. Then, when leaving the supporting stator 19 from the blade 18, the exhaust gases are removed into the zone 29 and then through the exhaust windows 30 are removed from the engine to the atmosphere. In this case, the pressure in the zone 29 is equal to atmospheric, and the pressure in the combustion chambers 11 is such that it can provide sequential air injection by compressors (many times greater than atmospheric pressure). Providing a large pressure difference at the inlet and outlet, taking into account the minimum consumption and air consumption and, as a result, in the appropriate proportion of the minimum fuel consumption. Taking into account all the above parameters, we obtain maximum power with minimum consumption and consumption of air and fuel at maximum efficiency, and a minimum amount of toxic emissions with a minimum temperature per unit of usable engine power. In a real experimental experimental engine, the supporting blades 18 of the stator 19 have a specific configuration selected from design considerations (not shown in the drawing). When the rotor 2 is rotated and the nozzle 24 cut plane is aligned with the supporting plane of the blades 18 of the stator 19, we obtain an expanding nozzle 24 in design, the speed of the gas stream in directions 27, 28 increases and the specific impulse energy increases, which also increases power at the same fuel consumption. With further experimental studies, it was possible to operate the engine in a pulsed (explosive) mode with a significant increase in power and a decrease in fuel consumption with constant air consumption. Calculations to ensure the pulse (explosive) mode fits into the parameters: the rate of formation of fuel, the rate of combustion of fuel. Reliability of the engine does not decrease, since during one revolution of the rotor 2 of the nozzle 24, it sequentially alternately passes through one nozzle 24 from one mode to another. So, with a rotor diameter of 300 mm, the number of supporting blades 18 of the supporting stator 19, the number of displaced nozzles 24 in two stages (two rows — stages of 16 nozzles 24) is 32. We have a total number of force interactions per revolution equal to 1024, with a scan length of the outer diameter rotor 942 mm frequency and pulse repetition density is easy to calculate.
Пример параметров и технические характеристики симметричного газотурбинного двигателя с двухсторонним подводом воздуха.Example parameters and technical characteristics of a symmetrical gas turbine engine with two-way air supply.
1. Диаметр активного ротора 2 - 300 мм.1. The diameter of the active rotor 2 is 300 mm.
2. Число активных сопел 24 в двух рядах (ступенях) ротора - 322. The number of active nozzles 24 in two rows (steps) of the rotor - 32
3. Число опорных лопаток 18 опорного статора 323. The number of supporting blades 18 of the supporting stator 32
4. Число силовых взаимодействий за один оборот ротора 2 - 10244. The number of force interactions for one revolution of the rotor 2 - 1024
5. Размер критического сечения сопла 24 - 25*2,3 мм5. The size of the critical section of the nozzle 24 - 25 * 2.3 mm
6. Угол фокусирующей части сопла 24 от 3°30'6. The angle of the focusing part of the nozzle 24 from 3 ° 30 '
7. Число оборотов ротора 2 принятое за константу для дальнейших исследований - 21700 об/мин.7. The number of revolutions of the rotor 2 taken as a constant for further research is 21,700 rpm.
8. Мощность на валу 1 двигателя от - 1500 кВт8. Power on the shaft 1 of the engine from - 1500 kW
9. Вес двигателя не более - 24 кг.9. Engine weight no more - 24 kg.
10. Отношение единицы мощности двигателя к единице веса 20/25 г веса на 1 кВт мощности10. The ratio of a unit of engine power to a unit of weight 20/25 g of weight per 1 kW of power
11. Затраты воздуха зависит от давления в камерах 11 сгорания и суммарной площади критических сечении всех активных сопел 24 и суммарного сечения сопел охлаждения (не изображены) камер 11 сгорания на периферии ротора 2.11. Air consumption depends on the pressure in the combustion chambers 11 and the total critical cross-sectional area of all active nozzles 24 and the total cross-section of the cooling nozzles (not shown) of the combustion chambers 11 at the periphery of the rotor 2.
12. Рабочая температура камеры 11 сгорания не превышает 450 градусов при температуре горения смеси от 735 градусов С°12. The working temperature of the combustion chamber 11 does not exceed 450 degrees at a combustion temperature of the mixture from 735 degrees C °
13. Подшипники 7 работают в идеальных условиях и не имеют контакта с высокотемпературной зоной.13. Bearings 7 operate under ideal conditions and are not in contact with the high temperature zone.
Пример размеров и технических характеристик газотурбинного двигателя с односторонним забором воздуха.An example of the dimensions and technical characteristics of a gas turbine engine with one-way air intake.
1. Диаметр активного ротора 2 - 425 мм.1. The diameter of the active rotor 2 is 425 mm.
2. Число активных сопел 24 в двух рядах (ступенях) ротора - 482. The number of active nozzles 24 in two rows (steps) of the rotor - 48
3. Число опорных лопаток 18 статора - 483. The number of supporting blades 18 of the stator is 48
4. Число силовых взаимодействий за оборот ротора - 23044. The number of force interactions per rotor revolution - 2304
5. Размер критических сечений прямоугольных сопел 30*2,7 мм5. The size of the critical sections of rectangular nozzles 30 * 2.7 mm
6. Угол фокусирующей части сопел 24 в пределах от 3°30'.6. The angle of the focusing part of the nozzles 24 in the range from 3 ° 30 '.
7. При отсутствии соответствующего технологического оборудования, приблизительное определение мощности двигателя производилось через понижающий редуктор с коэффициентом понижения 10,5 в три равных ступени оборота мощности с последующим суммированием полученных величин. При числе оборотов ротора 21700 об/мин, при соответствующей нагрузке, мощность двигателя при номинальном расчетном потреблении горючего составляла порядка 7000 кВт.7. In the absence of appropriate technological equipment, an approximate determination of engine power was carried out through a reduction gear with a reduction factor of 10.5 in three equal stages of power revolution, followed by a summation of the obtained values. With a rotor speed of 21,700 rpm, at an appropriate load, the engine power at a rated rated fuel consumption of about 7000 kW.
8. Вес двигателя не более - 27 кг.8. Engine weight no more - 27 kg.
9. Отношение единицы мощности двигателя к единице мощности в минимальных пределах (как у предыдущего двигателя).9. The ratio of the unit of engine power to the unit of power in the minimum limits (as in the previous engine).
10. Все остальные параметры соответствуют параметрам конструкции предыдущего двигателя (с двухсторонним забором воздуха).10. All other parameters correspond to the design parameters of the previous engine (with two-sided air intake).
Из заявленных параметров газотурбинных двигателей предлагаемой конструкции следует:From the stated parameters of the gas turbine engines of the proposed design follows:
Заявляемые газотурбинные двигатели новой конструкции превосходят по всем параметрам все существующие конструкции самых современных газотурбинных двигателей.The inventive gas turbine engines of a new design surpass in all respects all existing designs of the most modern gas turbine engines.
При этом достигается; значительное уменьшение токсичности, значительное сокращение расхода горючего и значительное повышение КПД.This is achieved; a significant reduction in toxicity, a significant reduction in fuel consumption and a significant increase in efficiency.
Применение газотурбинного двигателя возможно в авиации, так как двигатель имеет многократно лучшее отношение мощности к весу, многократно большую мощность при минимальном потреблении горючего на единицу мощности, многократно меньшим потреблением воздуха, и многократно меньшим объемом выброса отработанных газов. При значительно лучшем охлаждении силовых элементов конструкции надежность двигателя многократно выше, ресурс эксплуатации так же возрастает.The use of a gas turbine engine is possible in aviation, since the engine has many times better power to weight ratio, many times more power with minimal fuel consumption per unit of power, many times less air consumption, and many times less exhaust gas emissions. With significantly better cooling of the structural elements of the engine, engine reliability is many times higher, and the service life also increases.
Так же возможно применение двигателя в автомобильном транспорте (в условиях с большим количеством пыли), а также на тепловых электростанциях, водном транспорте и других областях народного хозяйства.It is also possible to use the engine in automobile transport (in conditions with a large amount of dust), as well as in thermal power plants, water transport and other areas of the national economy.
В результате использования заявляемого первичного двигателя могут быть достигнуты высокие мощности при обеспечении экологической чистоты, а также многократное снижение потребления топлива - при параметрах, недостижимых для существующих конструкций современных первичных двигателей, применяемых в настоящее время.As a result of the use of the inventive primary engine, high powers can be achieved while ensuring environmental friendliness, as well as a multiple reduction in fuel consumption - with parameters unattainable for existing designs of modern primary engines used at present.
Применение газотурбинных двигателей заявляемой новой конструкции на тепловых и атомных электростанциях обеспечит:The use of gas turbine engines of the claimed new design in thermal and nuclear power plants will provide:
1) многократное увеличение выходной электрической мощности тепловых и атомных электростанций.1) a multiple increase in the output electric power of thermal and nuclear power plants.
2) многократное снижение потребления топлива.2) a multiple reduction in fuel consumption.
3) многократное уменьшение габаритов турбин, при увеличении их мощности.3) a multiple reduction in the dimensions of the turbines, with an increase in their capacity.
4) многократное снижение стоимости производства турбин.4) a multiple reduction in the cost of production of turbines.
5) многократное увеличение механической прочности и времени непрерывной эксплуатации.5) a multiple increase in mechanical strength and continuous operation time.
Сравнительные экспериментальные исследования заявляемого газотурбинного двигателя и существующих в настоящее время современных устройств по мощности и экономичности подтверждают высокую эффективность газотурбинного двигателя.Comparative experimental studies of the inventive gas turbine engine and currently existing modern devices in terms of power and economy confirm the high efficiency of the gas turbine engine.
Claims (20)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010128441/06U RU99543U1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010128441/06U RU99543U1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU99543U1 true RU99543U1 (en) | 2010-11-20 |
Family
ID=44058844
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010128441/06U RU99543U1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU99543U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2673431C2 (en) * | 2013-08-05 | 2018-11-26 | Сергей Константинович Исаев | Method for producing mechanical energy, single-flow and double-flow reactive turbines and turbo-reactive installation therefor |
| RU2742711C2 (en) * | 2018-04-28 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radial birotational active-reactive turbine (variants) |
-
2010
- 2010-07-09 RU RU2010128441/06U patent/RU99543U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2673431C2 (en) * | 2013-08-05 | 2018-11-26 | Сергей Константинович Исаев | Method for producing mechanical energy, single-flow and double-flow reactive turbines and turbo-reactive installation therefor |
| RU2742711C2 (en) * | 2018-04-28 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radial birotational active-reactive turbine (variants) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10196971B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US10968824B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US9926843B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US9856789B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US9856791B2 (en) | Wave disc engine apparatus | |
| US20130149100A1 (en) | Gas turbine engine | |
| PL180015B1 (en) | Electrical equipment and way of its operation | |
| RU99540U1 (en) | TURBINE | |
| CA2933112C (en) | Compound cycle engine | |
| JP4209680B2 (en) | Turbine engine | |
| JP5654533B2 (en) | Method of burning fuel in a rotary internal combustion engine | |
| RU99543U1 (en) | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) | |
| US8056529B2 (en) | Rotary internal combustion engine for combusting low cetane fuels | |
| KR102161765B1 (en) | Airfoil for turbine, turbine including the same | |
| US20030014960A1 (en) | Impulse turbine for rotary ramjet engine | |
| RU2441998C1 (en) | Gas-turbine jet engine | |
| WO2012005619A1 (en) | Active gas turbine engine (variants) | |
| WO2016201568A1 (en) | Compound cycle engine | |
| KR102156428B1 (en) | Airfoil for turbine, turbine including the same | |
| US11933192B2 (en) | Turbine vane, and turbine and gas turbine including same | |
| JP2023004939A (en) | Turbine blade and turbine including the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20110710 |