Пульсирующий газотурбинный двигатель


 


Владельцы патента RU 2617222:

Бахирев Виктор Серафимович (RU)

Газотурбинный двигатель с пульсирующей работой содержит симметрично расположенные камеры сгорания с окнами входа и выхода над ними, прилегающие к торцу диска ротора. Диск ротора выполнен по окружности против открытых окон камер глухой стороной, впадиной с лопатками турбины, продувочным окном и каналом сообщении, В диске имеются сквозные окна, а с противоположной стороны к нему прилегают выхлопные патрубки. Изобретение направлено на повышение надежности. 3 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинному двигателю с пульсирующей работой камер сгорания малой мощности, предназначено в качестве привода наземного, воздушного и водного транспорта.

Газотурбинный двигатель состоит из корпуса, компрессора, турбины, камеры сгорания, систем питания и зажигания.

Известен пульсирующий газотурбинный двигатель, выполненный двумя камерами сгорания, с одной ее стороны впускные отверстия, периодически перекрываемые торцевым распределителем, а с другой стороны выхлопные трубы, идущие к ротору газогенераторной турбины с загнутыми лопатками по периферии ротора, кольцевым направляющим аппаратом, дополнительной турбиной, вентилятором, компрессором, устройством подачи топлива.

Его недостаток - сложное устройство.

Источник информации: патент RU №2311555 F2.

Наиболее близким техническим решением к заявленному объекту является газотурбинный двигатель, содержащий пять камер сгорания с окнами входа и выхода, прилегающими к торцу диска ротора с симметрично чередующимися по 1/4 окружности выступами и впадинами с лопатками турбины, против них за диском прилегают выхлопные патрубки, а против окон входа камер диск ротора имеет два диаметрально расположенных продувочных окна и к диску ротора примкнут центробежный компрессор.

Его недостаток выражается в высокой удельной мощности.

Источник информации: патент RU №2478804 С2.

Задача изобретения позволяет упростить конструкцию, повысить надежность, сократить число рабочих камер, лопаток турбины, мощность двигателя и увеличить длительность рабочих процессов.

Поставленная задача достигается устройством газотурбинного двигателя, состоящим из корпуса, камер сгорания, вала, ротора турбины с лопатками, компрессора, систем питания, зажигания горючей смеси и охлаждения.

В его корпусе цилиндрической формы симметрично по окружности расположены две рабочие камеры или камеры сгорания в виде круговых секторов по 180° с окнами входа и выхода, прилегающие к торцу диска ротора, выполненного перед окнами выхода глухой стороной и впадиной с лопатками турбины 90°, за ними к диску прилегают два выхлопных патрубка, а против окон входа глухая сторона диска имеет продувочное окно, предназначено для очистки камеры от продуктов сгорания и заряда ее свежей порцией воздуха, в диске ротора имеются сквозные проточные окна, позволяющие с проточным каналом охлаждать рабочие детали двигателя, диск ротора снабжен каналом сообщения, обеспечивающим при работе двигателя обходиться без системы зажигания, которая нужна только при запуске двигателя, а в процессе работы он объединяет окно выхода с энергией рабочих продуктов одной камеры с окном входа другой смежной по ходу вращения ротора камерой, воспламеняя в ней топливную смесь, обеспечивая последовательную работу камер сгорания, вращая ротор с компрессором, установленным на одном валу с турбиной.

В корпусе газотурбинного двигателя с пульсирующей работой камер сгорания, содержащем две симметрично расположенные камеры сгорания с окнами входа и выхода над ними, прилегающие к торцу диска ротора, выполненного по окружности против открытых окон камер глухой стороной, впадиной с лопатками турбины и продувочным окном, с противоположной стороны к диску прилегают выхлопные патрубки, в диске имеются сквозные окна и канал сообщения, на валу ротора турбины установлен компрессор.

Устройство газотурбинного двигателя двухкамерного исполнения правого вращения показано со стороны крышки с примерным расположением рабочих деталей на фиг. 1-3, камеры сгорания по 180° с окнами тех и других по 30°, окна входа расположены под окнами выхода предыдущей камеры и смещены по отношению их по ходу вращения на 5°, ротор турбины по окружности против открытых окон камер выполнен не симметричным исполнением перед окнами выхода, диск располагается глухой стороной 230° и впадиной 130° без лопаток 40° и с лопатками 90° и впереди их за 20° расположен канал сообщения 10° и ранее его за 25° на уровне входа камер имеется продувочное окно, а меньшим диаметром в диске расположены сквозные проточные окна охлаждения, включая лопатки турбины через окна в 10° между камерами впереди окон выхода на 10° воздухом, который затем удаляется в выхлопные патрубки, рабочие детали следующие; корпус 1, крышка 2, камера сгорания 3, окно входа 4, окно выхода 5, выхлопной патрубок 6, ротор 7, лопатки турбины 8, рабочий диск ротора 9, канал сообщения 10, продувочное окно 11, окна проточной линии 12, центробежный компрессор 13, корпус компрессора 14, впадина ротора 15, внешняя проточная линия 16, внутренняя проточная линия 17, окно охлаждения лопаток 18, воздухозаборник 19.

Работа газотурбинного двигателя протекает при вращении ротора 7 с центробежным компрессором 13, который создает движение воздушного потока от воздухозаборника 19 по внешней проточной линии 16, окна 12 в роторе 7, по внутренней проточной линии 17, охлаждает рабочие детали и лопатки турбины 8, используя часть воздуха через окна в корпусе 18 и удаляется в выхлопной патрубок 6, где смешивается с продуктами сгорания, понижая их температуру выхода, а основная масса нагретого воздуха нагнетается через совмещенные окна продувочного 11 ротора с окном входа 4 камеры 3, вытесняет из нее оставшие продукты сгорания в выхлопной патрубок 6, наполняя камеру свежим зарядом воздуха, где топливо воспламеняется системой зажигания, либо каналом 10 в процессе работы двигателя через окна 5 переходом ее рабочей энергии в окно входа 4 смежной второй камеры, повышая в ней давление и температуру, после чего рабочие продукты первой камеры устремляются на лопатки турбины 8, совершая работу, а отработанные продукты удаляются в выхлопной патрубок 6.

Газотурбинный двигатель с пульсирующей работой, содержащий камеры сгорания с окнами входа и выхода, прилегающие к торцу диска ротора с лопатками турбины, отличающийся тем, что он содержит симметрично расположенные камеры сгорания с окнами входа и выхода над ними, прилегающие к торцу диска ротора, выполненного по окружности против открытых окон камер глухой стороной, впадиной с лопатками турбины, продувочным окном и каналом сообщения, в его диске имеются сквозные окна, а с противоположной стороны к нему прилегают выхлопные патрубки.



 

Похожие патенты:

Детонационный двигатель содержит первый и второй впуски, первое и второе сопла и сепаратор. Первый впуск имеет первый конец, соединенный по текучей среде с первой емкостью, и второй конец, соединенный по текучей среде с детонационным двигателем.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло.

Изобретение относится к бесклапанному многотрубному двигателю с импульсной детонацией. Двигатель содержит несколько детонационных труб, причем каждая детонационная труба имеет независимое разгрузочное выпускное отверстие, несколько детонационных труб соединены друг с другом в общем отверстии впуска воздушно-топливной смеси, при этом воздушно-топливная смесь детонирует в детонационных трубах одновременно, и общее отверстие впуска воздушно-топливной смеси минимизирует обратное давление, вызванное детонацией воздушно-топливной смеси, направляя несколько обратных ударных волн друг на друга, эффективно используя обратные давления как реактивные фронты друг для друга и эффективно снижая воздействие ударных волн, распространяющихся назад, в направлении вверх по потоку.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны.

Изобретение относится к области двигателей и движителей и может быть использовано для перемещений различных объектов, например летательных аппаратов, а также наземных или водных транспортных средств, в строительстве, при погрузоразгрузочных работах, в военной технике.

Изобретение относится к камерам сгорания прерывистого действия, таким как камеры пульсирующего горения для сжигания газообразных и жидких топлив, а также к камерам сгорания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей.

Изобретение относится к авиационной технике, воздушно-реактивным двигателям для беспилотных летательных аппаратов, летающих мишеней, малых летательных аппаратов и может быть применено в качестве двигателя привода ротора реактивных вертолетов.

Изобретение относится к установкам, где рабочее тело используется для создания реактивной струи, а также к устройствам для сжигания топлива. .

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в качестве источника электроэнергии как непосредственно, так и в составе приводов различных транспортных средств.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в качестве источника электроэнергии как непосредственно, так и в составе приводов различных транспортных средств.

Изобретение относится к камерам сгорания с постоянным объемом сгорания топлива и может быть использовано в двигателестроении, в частности в воздушно-реактивных двигателях, преимущественно пульсирующих.

Изобретение относится к двигателестроению. .

Изобретение относится к двигателестроению. .

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к роторным секторным двигателям внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к роторным двигателям внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к двигателям со сгоранием при постоянном объеме. .

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в качестве газотурбинного двигателя (ГТД) и газотурбинной установки. .
Наверх