WO2006137723A1 - Turbina de gas de flujo radial - Google Patents

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WO2006137723A1
WO2006137723A1 PCT/MX2006/000057 MX2006000057W WO2006137723A1 WO 2006137723 A1 WO2006137723 A1 WO 2006137723A1 MX 2006000057 W MX2006000057 W MX 2006000057W WO 2006137723 A1 WO2006137723 A1 WO 2006137723A1
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rotor
stator
turbine
radial
blades
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Application number
PCT/MX2006/000057
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English (en)
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Inventor
Eduardo Lopez Sandoval
Juan Fernando Alcaraz Acosta
Original Assignee
Eduardo Lopez Sandoval
Juan Fernando Alcaraz Acosta
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/08—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage
    • F02C3/085—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage the turbine being of the radial-flow type (radial-radial)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/18—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines without stationary working-fluid guiding means
    • F01D1/22—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines without stationary working-fluid guiding means traversed by the working-fluid substantially radially
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F02C3/16—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant the combustion chambers being formed at least partly in the turbine rotor or in an other rotating part of the plant

Definitions

  • Modern gas turbines are technically complex turbo machines with multiple rotating and static components. They are engines that have been optimized for maximum mechanical, thermal and energy efficiencies. However, they do not allow portability and are sensitive in their operation to atmospheric-environmental variations, thereby sacrificing practicality and economy in exchange for efficiency. While this is normal for most stationary industrial applications, this is not the case for applications in alternative transport and multi-purpose power generation, fields of application in increasing development, areas that demand practicality, simplicity, economy, ecology and operability, which contrasts with the context of current turbines.
  • the present invention far exceeds the previous ones, and it is applied in addition to the field of power generation, in the propulsion of alternative land, air, sea, amphibious transport, air cushion machines and combinations among all these, as well as in micromachines robotic and military applications, also using the widest range of fuels, both fossil and non-fossil.
  • All the drawings of the present patent application have been numbered in consecutive order as “Fig. 1", “Fig. 2", “Fig. 3", “Fig. 4", “Fig. 5" and “Fig. 6 ". All figures contain reference numbers wrapped in parentheses: (1), (2), (3), etc., which show the description of each machine component.
  • the first figure (Fig. 1) shows in side view the fundamental component of this new invention, which is the rotor.
  • Said component is primarily provided with a three-stage axial compressor without stators axial (1), followed by a centrifugal compressor (2).
  • said rotor is composed on its horizontal periphery by a set of turbine blades (3); said rotor contains in its center an arrow (4) that is part of the same rotating part, in such a way that compressor, turbine and arrow form a single integrated rotating body, which contains in its outer periphery after the turbine zone, a downward deflector extension (5) that is part of the overall plate of the entire rotor (6).
  • the second figure shows the same rotor but in top view, showing in a small magnification view, the distribution and transverse shape of the turbine blades (3).
  • the third figure (Fig.
  • stator shows in side view the static component of the invention, which is the stator.
  • Said component is basically formed by a circular housing (7) with a convergent diffuser mouth (8), a downward deflector peripheral zone (9) and their respective combustion chambers or interchangeable radial combustors (10).
  • said stator contains an annular compression charter (11) which is basically a rounded circular bar, concentric with respect to the center of the entire motor; This charter contains lubricated load rollers at its base, which act as vibration suppressors (12).
  • the rotor shaft is supported by two vertical high speed mixed load bearings (13), which in turn are inserted to the entire engine by means of a concentric circular cover (14) that is perforated at the top to allow entry of air to the diffuser, adapts to its mouth and joins the stator with the rotor.
  • the bearings are coupled one above and one below the lid.
  • the fourth figure (Fig. 4) shows the stator in bottom view with the combusters and cooling tubes (15) while the fifth figure (Fig. 5) shows the top view of said stator with all the alternate radial perforations necessary for : a) screw combustion chambers (16), b) fuel supply (17), c) insertion of ignition systems (18) and d) insertion of cooling systems (19).
  • the sixth figure (Fig. 6) shows the complete invention in side section view.
  • the rotor contained in this novel invention consists of a rotating mobile mechanical part with differentiated functional zones.
  • the rotor compressor-turbine set has an axial initial flow but a radial final effect.
  • the remarkable and transcendent difference of our rotor with respect to others that are currently in the state of the art for the same applications, are that the compressor-turbine set has a much more efficient shape than the current rotors, due to the geometry of air flow that implies.
  • Novel, simple, practical and efficient, the parts of this rotor can be manufactured with great precision in cast steel, alloys, special polymers or any other new material used for the manufacture of gas turbines.
  • Said rotor is basically formed by three zones: the compression zone with its exit arrow, the radial flow turbine zone with reaction vanes and the deflection zone of the outlet gas.
  • the exit arrow is the mechanical power take-off or torch arrow where the shaft work or engine power delivery is performed; said mechanical element has been the main axis of the motor itself and is inherent in the rotor described herein. It is designed to rotate at approximately 30,000 revolutions per minute and withstand all the mechanical, thermal and corrosion stresses that this implies.
  • Each part of the rotor is described below: a) Compression zone. Concentric to the axis of the main rotor and inherent therein, said area is formed by axial compressor blades combined with radial compressor blades, separated from each other on a regular basis.
  • Each axial compression blade is a blade very similar to the blades or blade elements of the propellers of an airplane, while each centrifugal compression blade has a semi-asymptotic transverse shape, with an upper eyebrow bent at an optimum angle for air intake , and bent backwards with respect to the direction of rotation of the rotor to compress a greater mass of air per unit of time with less energy.
  • Each centrifugal and axial blade is connected to the exit arrow in the center of said rotor by way of exact regular angles.
  • the compressor plate is formed by the surface of the rotor where each blade of the centrifugal compression zone and each blade of the turbine zone are mounted.
  • This air compression system is very efficient, since it allows compressing a large amount of mass expenditure per unit of time and simultaneously combines the natural centrifugal compression power with low energy demand of the axial compression, while the current compressors require a greater amount of kinetic energy extracted from the turbine to compress the same mass of air in the same time differential, so that those current compressors are less efficient than the present compressor described here, b) Radial flow turbine zone. Concentric to the axis of the rotor and inherent in the horizontal periphery thereof, said force generation zone is formed by a set of reaction blades separated from each other on a regular basis, adhered to the compressor plate and separated from it by a distance of circular crown such that it is necessary to allow the optimal existence of the corresponding combustion zone, described later in the stator.
  • These turbine blades are aerodynamically shaped reaction vanes that use the Bemoulli principle used in the transverse design of aircraft wings; said blades are designed for high speed and serve to deflect the corresponding radial combustion force at an optimum angle, in a semi-opposite direction to the rotation of the rotor, thereby generating an instant reaction torch in that direction.
  • This reaction is multiplied by the number of blades that are subjected to the combustion force in the same time differential, thereby forming and between all the turbine blades, also due to the lever arm formed by the radius of the rotor, a very large integral of torque, which translates into a huge final mechanical power on the rotor shaft and therefore a large turning force.
  • the stator that contains this invention is the static part thereof. It also consists of a set of simple mechanical parts, with differentiated functional zones. Novel, simple and practical, the stator can also be manufactured with great precision in the same materials with which the rotor is manufactured, only in this case the manufacturing material can vary freely and optionally according to the design considerations, It may be slightly softer than that used for the rotor, because it will never be subjected to the same mechanical, thermal and corrosive stresses to which the rotor is subjected. Said stator is also formed by three differentiated functional zones: the air inlet zone or diffuser, the combustion zone and the outlet gas bypass zone. Said stator constitutes in itself the housing of the whole invention.
  • Air inlet zone or diffuser Concentric to the axis of the rotor and inherent to the compression zone, the air inlet or diffuser zone is nothing more than the mouth of the engine where atmospheric air enters, which is a convergent asymptotic mouth as a hopper or funnel circular-concentric aerodynamic to the axis of the rotor and which is part of the housing thereof, whose larger diameter is 50% of the total diameter of the stator and its smaller diameter is 25% of said total diameter.
  • Said area is also composed of a multi-perforated circular lid that allows air to enter and where two high-speed mixed loading bearings are inserted, which are the ones that finally support the rotor and join it with respect to the stator, in addition to that said element serves as a coupling between the invention and its final application.
  • Such functional mechanical joint can be reinforced for safety purposes by mounting an optional third bearing to the shaft externally on the final application surface of the engine.
  • the air inlet zone ends with the addition of an annular compression charter, which is a kind of circular rounded metal conduit ring, concentric to the center of the rotor that stops, stores, regulates and filters the passage of previously compressed air by the centrifugal compressor to the combustion chambers, and in itself carries a regular duct module through which the compressor air passes to the combustion chambers.
  • Said device is inserted directly to the stator, and is adjusted by rubbing with the outer periphery of each centrifugal compressor blade of the rotor; that element also contains at its lower base, lubricated load rollers for suppression of possible vibrations, b) Combustion zone.
  • the stator on its inner face contains eight bolted combustion chambers, also called combusters; said static elements are arranged radially and regularly with respect to the axis of longitudinal symmetry of each chamber, and perpendicular to the axial axis of the rotor.
  • These chambers have a general volumetric shape with an ovoid shape, to make combustion more efficient both at the moment of ignition and in constant flame.
  • the narrowest side of each ovoid is the outlet nozzle of each combustor, and the widest part is the compressed air inlet and fuel supply next to the annular compression charter.
  • the eight combustors can be bolted to the charter or screwed to the stator ceiling.
  • Concentric to the axis of the rotor is finally the deviation zone of the outlet gas, which is not the radial zone of the stator furthest from the rotor axis, the same area in which the periphery of the stator plays a vital role at the time of mount the device in its specific application while serving as an external protection of hot gas outlet. It is formed by the extension of the folded stator at its extreme periphery downwards, thereby forming a vertical cylindrical wall parallel to the axial axis of the rotor that serves internally as the static outer part of the annular nozzle of the entire motor, and externally as housing protection.
  • the air flow enters the combustion zone divided between the combustors that make up said zone, is mixed with the fuel, and is burned, releasing kinetic and pressure energy directed directly towards the blades of the radial flow turbine.
  • the flow of hot gas from the combustors in the radial direction is directed towards the reaction blades of the turbine, said flow changes from a radial direction to a semi-tangential direction with respect to its diameter.
  • the hot gases are diverted again towards their initial axial direction, thereby generating both a large turning torch and an upward vertical thrust of jet propulsion reaction.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Turbina de gas de flujo radial que se conforma por un rotor que comprende un compresor axial combinado con un compresor centrífugo y una zona de turbina de flujo radial y un estator que soporta el rotor en el que se sitúan un chárter anular de compresión y cámaras de combustión entre la salida de la etapa de compresión centrífuga y la zona de turbina en un sentido radial del flujo del gas. Puede ser utilizada para mover un generador eléctrico o para propulsión de medios de transporte y puede fabricarse en cualquier tamaño y material y ser alimentada por cualquier combustible.

Description

TURBINA DE GAS DE FLUJO RADIAL
ANTECEDENTES Las turbinas de gas modernas son turbo máquinas técnicamente complejas con múltiples componentes rotatorios y estáticos. Son motores que han sido optimizados para obtener máximas eficiencias mecánicas, térmicas y energéticas. Sin embargo no permiten portabilidad y son sensibles en su funcionamiento ante variaciones atmosférico- ambientales, sacrificando con ello practicidad y economía a cambio de eficiencia. En tanto que esto es normal para Ia mayoría de las aplicaciones industriales estacionarias, no Io es así para las aplicaciones en transportes alternativos y Ia generación de energía multiuso, campos de aplicación en creciente desarrollo, ámbitos que demandan practicidad, simpleza, economía, ecología y operatividad, Io cual contrasta con el contexto de las turbinas actuales. Actualmente existe una patente mexicana en trámite de nuestra propia autoría, que es el expediente PA/a/2005/004002 con Fecha 14/Abril/ 2005, Hora 16:03, Folio: PA/E/2005/019259 denominada "Motor de Turbina de Gas de Flujo Radial Multicombustible Multifuncional", que es una turbina más o menos simple, al igual que una turbina de origen estadounidense norteamericano, creada recientemente en el Southwest Research Institute (Instituto de Investigación del Sudoeste, en Texas), cuyo inventor es el Ph. D. Klaus Brun, que al igual que nuestra invención, soluciona presuntamente el problema. Sin embargo ésta turbina norteamericana ha sido limitada a aplicaciones energéticas. La presente invención supera por mucho a las anteriores, y se aplica además del campo de generación de energía, en Ia propulsión de transportes alternativos terrestres, aéreos, marítimos, anfibios, máquinas de colchón de aire y combinaciones entre todos estos, así como en micromáquinas robóticas y aplicaciones militares, utilizando además Ia más amplia gama de combustibles, tanto de origen fósil como de origen no-fósil. Todos los dibujos de Ia presente solicitud de patente han sido numerados por orden consecutivo como "Fig. 1", "Fig. 2", "Fig. 3", "Fig. 4", "Fig. 5" y "Fig. 6". Todas las figuras contienen números de referencia envueltos entre paréntesis: (1), (2), (3), etc., los cuales muestran Ia descripción de cada componente de Ia máquina. La primera figura (Fig.1) nos muestra en vista de corte lateral el componente fundamental de este nuevo invento, que es el rotor. Dicho componente está provisto primeramente de un compresor axial de tres escalones sin estatores axiales (1), seguido de un compresor centrífugo (2). A su vez, dicho rotor está compuesto en su periferia horizontal por un conjunto de alabes de turbina (3); dicho rotor contiene en su centro una flecha (4) que forma parte de Ia misma pieza rotatoria, de forma tal que compresor, turbina y flecha forman un solo cuerpo giratorio integrado, mismo que contiene en su periferia externa después de Ia zona de turbina, una prolongación deflectora hacia abajo (5) que forma parte del plato general de todo el rotor (6). La segunda figura (Fig. 2) nos muestra el mismo rotor pero en vista superior, mostrando en una pequeña vista de ampliación, Ia distribución y forma transversal de los alabes de turbina (3). La tercera figura (Fig. 3) nos muestra en vista de corte lateral el componente estático de Ia invención, que es el estator. Dicho componente está formado básicamente por una carcasa circular (7) con boca de difusor convergente (8), una zona periférica deflectora hacia abajo (9) y sus respectivas cámaras de combustión o combustores radiales intercambiables (10). A su vez dicho estator contiene insertado un charter anular de compresión (11) que es básicamente una barra circular rolada, concéntrica con respecto al centro de todo el motor; éste chárter contiene en su base unos rodillos para carga lubricados, que fungen como supresores de vibración (12). La flecha del rotor está sostenida por dos chumaceras verticales de carga mixta y alta velocidad (13), mismas que a su vez están insertadas a todo el motor por medio de una tapa circular concéntrica (14) que está perforada por arriba para permitir Ia entrada de aire al difusor, se adapta a Ia boca de éste y une al estator con el rotor. Las chumaceras se acoplan una arriba y otra abajo de Ia tapa. La cuarta figura (Fig. 4) nos muestra el estator en vista inferior con los combustores y tubos enfriadores (15) mientras que Ia quinta figura (Fig. 5) nos muestra Ia vista superior de dicho estator con todas las perforaciones radiales alternas necesarias para: a) atornillar cámaras de combustión (16), b) suministro de combustible (17), c) inserción de sistemas de ignición (18) y d) inserción de sistemas de enfriamiento (19). La sexta figura (Fig. 6) muestra en vista de corte lateral el invento completo.
I. EL ROTOR. El rotor contenido en este novedoso invento consiste en una pieza mecánica móvil rotativa con zonas funcionales diferenciadas. El juego compresor- turbina del rotor es de flujo inicial axial pero de efecto final radial. La diferencia notable y trascendente de nuestro rotor con respecto a otros que actualmente se encuentran en el estado de Ia técnica para las mismas aplicaciones, son que el juego compresor- turbina tiene una forma mucho más eficiente que los rotores actuales, por Ia geometría de flujo de aire que implica. Novedoso, sencillo, práctico y eficiente, las piezas de este rotor se pueden manufacturar con gran precisión en acero fundido, aleaciones, polímeros especiales o cualquier otro material nuevo utilizado para Ia fabricación de turbinas de gas. Dicho rotor está formado básicamente por tres zonas: Ia zona de compresión con su flecha de salida, Ia zona de turbina de flujo radial con alabes de reacción y Ia zona de deflexión del gas de salida. La flecha de salida, es Ia toma de fuerza mecánica o flecha de torca donde se realiza el trabajo de eje o entrega de potencia del motor; dicho elemento mecánico viene siendo el eje principal del motor propiamente dicho y es inherente al rotor aquí descrito. Éste está diseñado para girar a aproximadamente 30 000 revoluciones por minuto y soportar todos los esfuerzos mecánicos, térmicos y de corrosión que ello implica. Cada parte del rotor se describe a continuación: a) Zona de compresión. Concéntrico al eje del rotor principal e inherente al mismo, dicha zona está formada por alabes de compresor axial combinados con alabes de compresor radial, separados uno de otro de manera regular. Cada alabe de compresión axial es un aspa muy similar a las aspas o elementos de pala de las hélices de un avión, mientras que cada alabe de compresión centrífuga tiene una forma transversal semi asintótica, con una ceja superior doblada en ángulo óptimo para aspiración de aire, y curvado hacia atrás con respecto al sentido de giro del rotor para comprimir una mayor masa de aire por unidad de tiempo con menor cantidad de energía. Cada alabe tanto centrífugo como axial va unido a Ia flecha de salida en el centro de dicho rotor a manera de ángulos regulares exactos. El plato de compresor está formado por Ia superficie del rotor donde van montados cada alabe de Ia zona de compresión centrífuga y cada alabe de Ia zona de turbina. Este sistema de compresión de aire es muy eficiente, ya que permite comprimir gran cantidad de gasto másico por unidad de tiempo y simultáneamente combina Ia potencia natural de compresión centrífuga con baja demanda energética de Ia compresión axial, mientras que los compresores actuales requieren una mayor cantidad de energía cinética extraída de Ia turbina para comprimir una misma masa de aire en un mismo diferencial de tiempo, por Io que aquellos compresores actuales son menos eficientes que el presente compresor aquí descrito, b) Zona de turbina de flujo radial. Concéntrica al eje del rotor e inherente en Ia periferia horizontal del mismo, dicha zona para generación de fuerza está formada por un conjunto de alabes de reacción separados uno de otro de manera regular, adheridos al plato de compresor y separados del mismo por una distancia de corona circular tal, que sea Ia necesaria para permitir Ia existencia óptima de Ia zona de combustión correspondiente, descrita posteriormente en el estator. Estos alabes de turbina son paletas de reacción con forma aerodinámica que utilizan el principio de Bemoulli utilizado en el diseño transversal de las alas de los aviones; dichos alabes están diseñados para alta velocidad y sirven para desviar en ángulo óptimo Ia fuerza de combustión radial correspondiente, en sentido semi opuesto al de giro del rotor, generando con ello una torca de reacción instantánea en dicho sentido. Esta reacción se multiplica por el número de alabes que son sometidos a Ia fuerza de combustión en un mismo diferencial de tiempo, formando con ello y entre todos los alabes de turbina, debido también al brazo de palanca formado por el radio del rotor, una muy grande integral de momento de torsión, Ia cual se traduce en una enorme potencia mecánica final en el eje del rotor y por consiguiente una gran fuerza de giro. La diferencia notable y trascendente con otras turbinas que actualmente se encuentran en el estado de Ia técnica, es Ia forma física de cada uno de los alabes: mientras que aquellos alabes actuales son de presión, los de Ia presente turbina son de reacción, que para efectos de velocidad de salida de gases y aprovechamiento de dicha velocidad, es mucho más eficiente Ia de nosotros, hecho que se complementa con Ia siguiente zona, Ia de desviación del gas de salida, c) Zona de desviación del gas de salida. Concéntrica al eje del rotor e inherente en Ia periferia del mismo, dicha zona de desviación está formada por Ia prolongación física de Ia superficie del plato o cara del juego compresor- turbina, el cual primero tiene una dirección radial, y después tiene una deflexión en dirección axial hacia abajo con respecto al eje del rotor. Ello Io que produce, es que después de haberse quemado el combustible y haber pasado por los alabes de Ia turbina, esta superficie junto con Ia superficie del estator, Io que hacen entre ambas es for- mar una tobera anular convergente que desvía hacia abajo Ia salida de los gases quemados, logrando un efecto de reacción que se traduce en una fuerza de empuje vertical ascendente, Ia cual es de enorme utilidad para todo transporte alternativo aéreo, aero- terrestre o máquina de colchón de aire que utilice los principios del despegue vertical por propulsión a chorro. Lo anterior se hace sin perjuicio alguno en el uso como fuente multiusos para generación de energía. La variación de empuje vertical logrado por esta prolongación, se logra sometiendo toda Ia máquina a distintas cantidades de carga mecánica. Esto es, a mayor masa de carga que haya que mover por medio del eje del motor, menor será Ia fuerza de empuje vertical obtenida, y a menor masa de carga que haya que mover por medio del eje del motor, mayor será Ia fuerza de empuje vertical logrado por medio de esta máquina.
II. EL ESTATOR. Al igual que el rotor -parte rotativa-, el estator que contiene este invento es Ia parte estática del mismo. También consiste en un conjunto de piezas me- canicas simples, con zonas funcionales diferenciadas. Novedoso, simple y práctico, el estator también se puede manufacturar con gran precisión en los mismos materiales con los que se fabrique el rotor, sólo que en este caso el material de fabricación puede variar de manera libre y opcional conforme a las consideraciones de diseño, pudiendo ser ligeramente mas blando que el utilizado para el rotor, debido a que nunca será sometido a los mismos esfuerzos mecánicos, térmicos y corrosivos a los que es sometido el rotor. Dicho estator está formado también por tres zonas funcionales diferenciadas: Ia zona de entrada de aire o difusor, Ia zona de combustión y Ia zona de desviación del gas de salida. Dicho estator constituye en si mismo Ia carcasa de todo el invento. Cada parte del estator se describe a continuación: a) Zona de entrada de aire o difusor. Concéntrica al eje del rotor e inherente a Ia zona de compresión, Ia zona de entrada de aire o difusor no es otra cosa mas que Ia boca del motor por donde entra el aire atmosférico, que es una boca asintótica convergente a manera de tolva o embudo aerodinámico circular-concéntrico al eje del rotor y que forma parte de Ia carcasa del mismo, cuyo diámetro mayor es el 50% del diámetro total del estator y su diámetro menor es el 25% de dicho diámetro total. Dicha zona, se compone además de una tapa circular multi-perforada que permite Ia entrada del aire y en donde se insertan dos chumaceras de carga mixta para alta velocidad que son las que sostienen finalmente al rotor y Io unen con respecto al estator, además de que dicho elemento sirve como acoplamiento entre el invento y su aplicación final. Tal unión mecánica funcional se puede reforzar para fines de seguridad montando una tercera chumacera opcional al eje externamente en Ia superficie de aplicación final del motor. La zona de entrada de aire, finaliza con Ia adición de un chárter anular de compresión, que es una especie de anillo- conducto de metal rolado circular, concéntrico al centro del rotor que detiene, almacena, regula y filtra el paso del aire previamente comprimido por el compresor centrífugo ha- cia las cámaras de combustión, y conlleva en sí mismo un módulo regular de conductos por los que pasa el aire del compresor hacia las cámaras de combustión. Dicho dispositivo está insertado directamente al estator, y está ajustado rozando con Ia periferia externa de cada alabe de compresor centrífugo del rotor; dicho elemento contiene además en su base inferior, unos rodillos de carga lubricados para supresión de eventuales vibraciones, b) Zona de combustión. El estator en su cara interna contiene ocho cámaras de combustión atornilladas, también llamados combustores; dichos elementos estáticos están dispuestos radialmente y de manera regular respecto al eje de simetría longitudinal de cada cámara, y perpendicularmente al eje axial del rotor. Estas cámaras tienen una forma volumétrica general con forma de ovoide, para hacer más eficiente Ia combustión tanto en instante de ignición como en flama constante. El lado mas estrecho de cada ovoide es Ia tobera de salida de cada combustor, y Ia parte mas ancha es Ia entrada del aire comprimido y suministro de combustible junto al chárter anular de compresión. Los ocho combustores pueden estar atornillados al charter o atornillados al techo del estator. Éstos son combustores intercambiables cuyo único mantenimiento consiste en limpiar esporádicamente el hollín que se forme por Ia combustión en caso de utilizar combustibles fósiles, pues si se utiliza hidrógeno, éste mismo limpia las cámaras de combustión con el propio vapor que se forma por Ia combustión. En esta misma zona de combustión y de manera alternada entre un combustor y otro, se encuentran los tubos de enfriamiento. Estos conductos son de metal y enfrían los alabes de turbina a base de eyecciones radiales de agua fría o aire frío proveniente de sistemas exteriores mientras el rotor gira a altas revoluciones por minuto, c) Zona de deflexión del gas de salida. Concéntrica al eje del rotor finalmente queda Ia zona de desviación del gas de salida, que no es si no Ia zona radial del estator más alejada del eje del rotor, misma zona en Ia que Ia periferia del estator juega un papel vital a Ia hora de montar el aparato en su aplicación concreta al tiempo que sirve como protección externa de salida de gases calientes. Está formada por Ia prolongación del estator doblado en su periferia extrema hacia abajo, formando con ello una pared cilindrica vertical paralela al eje axial del rotor que sirve internamente como Ia parte exterior estática de Ia tobera anular de salida de todo el motor, y externamente como protección de carcasa.
III. FUNCIONAMIENTO. Por medio de un motor de arranque eléctrico externo, el rotor descrito anteriormente comienza a girar a velocidades de rotación de entre 1200 y 2500 revoluciones por minuto. Al estar girando el rotor, un flujo constante de masa de aire atmosférico es aspirado axialmente al difusor por medio de los alabes de Ia zona de compresión anteriormente descrita, que son los que aspiran el aire. Dicho flujo de aire se voltea de una dirección axial hacia una dirección radial y se comprime mediante los alabes de la zona de compresión, quedando detenido dicho flujo en el chárter, donde se filtra y se divide por medio de dicho dispositivo anular. Acto seguido, el flujo de aire ingresa a Ia zona de combustión dividido entre los combustores que componen dicha zona, se mezcla con el combustible, y se quema liberando energía cinética y de presión dirigidas directamente hacia los alabes de Ia turbina de flujo radial. Al dirigirse el flujo de gas caliente de salida de los combustores en dirección radial hacia los alabes de reacción de Ia turbina, dicho flujo cambia de una dirección radial a una dirección semi- tangencial con respecto al diámetro de Ia misma. Después de haber pasado por dichos alabes de turbina, por medio de Ia tobera deflectora los gases calientes se desvían nuevamente hacia su dirección axial inicial, generando con ello tanto una gran torca de giro como un empuje vertical ascendente de reacción por propulsión a chorro. El mismo proceso se produce de manera continua a 30 000 revoluciones por minuto mientras dure el suministro de combustible, haciendo uso de los sistemas de enfriamiento y lubricación anteriormente descritos. IV. VENTAJAS. Un motor concebido y configurado de Ia manera anteriormente descrita, conlleva, produce o acumula las siguientes ventajas competitivas comprobables: funcionamiento uniforme ante variaciones atmosférico-ambientales con tolerancia a Ia ingestión de partículas; fácil reparación y sustitución, así como escaso mantenimiento; fácil montaje y operación que prescinde de personal experimentado en Ia materia; portabilidad, durabilidad y ligereza, tamaño compacto y resistente; economía de manufactura, reproducción industrial por fundición para todo tamaño, potencia y capacidad, desde micromáquinas hasta sistemas estacionarios industriales; alimentación con cualquier combustible gaseoso: gas LP, gas natural, gasolina, biogás, hidrógeno puro, hidrocarburos, aceites, etc.; simplicidad de diseño mecánico, teoría científica simple y absoluta factibilidad técnica; utilidad evidente e ideal para generación de energía multiuso; propulsión en transportes alternativos; micro-compresores, micro- turbinas y dispositivos servo-mecánicos; bajo precio de venta y accesibilidad pública general; eficiencia energética total de 90% pudiendo ascender a 95% dependiendo del tipo de combustible utilizado y las condiciones atmosférico-ambientales donde opere. Este invento es probablemente una de las máquinas más eficientes que existen en el estado de Ia técnica.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Nuestra invención está compuesta por: a) Rotor con juego compresor-turbina de flujo axial-radial que se conforma por un plato giratorio con flecha que tiene un compresor axial combinado con un compresor centrífugo, y una zona de turbina de flujo radial intrínseca en Ia misma pieza de rotor, con alabes de reacción de paso óptimo con un rango entre 44° y 45° grados para desviación de flujo con respecto a Ia dirección radial, montados de manera regular en Ia periferia horizontal del rotor cubriendo un área circular concéntrica y de acción radial periférica. El plato de rotor termina en deflexión hacia abajo, concéntrica en su periferia extrema localizada después de los alabes de turbina, se dobla quedando paralela con respecto a Ia flecha axial del mismo; dicha flecha está integrada con todo el rotor y está prolongada hacia arriba, con respecto a Ia colocación del rotor, con Ia parte de Ia deflectora hacia abajo, b) Estator con chárter anular de compresión y cámaras de combustión; tanto charter como cámaras de combustión están insertados y (o) atornillados al estator formando una pieza integrada. El charter es un anillo circular de metal grueso que contiene en su base rodillos de carga supresora de vibración lubricados, y perforaciones transversales para transmisión de aire comprimido. Cada cámara de combustión se atornilla al estator y es intercambiable; así mismo cada una tiene forma volumétrica tipo ovoide, Ia parte mas estrecha del ovoide tiene una abertura aerodinámica y constituye Ia tobera de cada cámara de combustión; Ia parte mas ensanchada es Ia entrada de aire comprimido y suministro de combustible a cada cámara de combustión con sus respectivos orificios para alimentación de combustible, ignición, instalación y ventilación; las entradas para aire comprimido de cada cámara van ajustadas al charter anular de compresión. A su vez, el estator contiene todas las perforaciones radiales regulares alternadas necesarias donde se insertan los conductos correspondientes para suministro de combustible, sistemas de ignición, conductos para enfriamiento por agua o aire y conductos para lubricación; todos los conductos están dispuestos en forma radial alternada correspondiente entre sí. Así mismo, dicho estator contiene en el difusor una tapa circular multi-perforada, de forma tal que llevará montadas dos chumaceras, cojinetes o rodamientos de carga mixta de alta velocidad externos e independientes que unen al rotor con el estator. En Ia periferia extrema de dicho estator, y en concordancia con el rotor, éste contiene una prolongación deflectora hacia abajo. La deflexión del estator junto con Ia deflexión del rotor, ambas forman una tobera anular, giratoria en el rotor, para salida de gases calientes de alta velocidad y pro- ducción eventual de empuje vertical ascendente o empuje horizontal según las consideraciones de diseño y (o) carga del propio sistema para cada caso particular. La boca del difusor y en general toda Ia zona de compresión tiene una forma convergente- divergente para máxima eficiencia de compresión.
2. Compresor combinado axial-centrífugo en el rotor con número variable de alabes y número variable de escalones, tanto axiales como centrífugos, dispuestos siempre en forma de ángulos regulares. Cada alabe axial tiene el aspecto de aspa o elemento de pala de hélice de avión con ángulo de paso óptimo entre 44° y 45° grados de inclinación, y cada alabe centrífugo tiene un aspecto semi-asintótico conteniendo una ceja aspiradora doblada en ángulo óptimo entre 44° a 45° grados de inclinación respecto al horizonte, y al mismo tiempo está aerodinámicamente curveado hacia atrás respecto al sentido de giro del rotor para máxima eficiencia de compresión. La presente cláusula reivindicatoría incluye Ia protección legal contra cualquier tipo de alabe de compresión curvado semi-asintótico cuya función sea Ia compresión máxima de masa de aire por unidad de tiempo con mínima cantidad de energía requerida para este diseño.
3. Turbina de flujo radial en el rotor con número variable de alabes, incluyendo cualquier número, dispuestos siempre en forma de ángulos regulares, respetando siempre Ia geometría de los mismos, bajo el concepto de alabes de reacción con ángulo de desviación de flujo óptimo; dicho ángulo óptimo oscilará entre 44° y 45° respecto al flujo radial de Ia combustión. La presente cláusula reivindicatoria incluye Ia protección legal de cualquier tipo de alabe de reacción para este diseño, incluyendo a todo alabe que utiliza el principio de Bemoulli relativo a Ia diferencia de presiones.
4. Cámaras de combustión intercambiables, con forma volumétrica de tipo ovoide, con perforaciones para suministro de combustible, perforaciones para sistemas de ignición, perforaciones para suministro de aire comprimido, perforaciones para ventilación y perforaciones para ser insertadas y (o) atornilladas al estator. Dichas cámaras de combustión se insertarán siempre de forma radial, de manera que el eje de Ia tobera de cada cámara apunte directamente a los alabes de Ia turbina del rotor. Dichas cámaras se insertarán siempre en forma de ángulos regulares, y el número total de éstas insertadas en el estator puede variar según las necesidades de aplicación. La presente cláusula reivindicatoria incluye Ia protección legal que abarque cualquier cámara de combustión que tenga en todo tiempo una forma volumétrica general ovoidal, para máxima eficiencia de combustión.
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