[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2006590C1 - Gas-turbine engine - Google Patents

Gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2006590C1
RU2006590C1 SU5013116A RU2006590C1 RU 2006590 C1 RU2006590 C1 RU 2006590C1 SU 5013116 A SU5013116 A SU 5013116A RU 2006590 C1 RU2006590 C1 RU 2006590C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
compressor
blades
gas
disk
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Алексеевич Будим
Original Assignee
Василий Алексеевич Будим
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Василий Алексеевич Будим filed Critical Василий Алексеевич Будим
Priority to SU5013116 priority Critical patent/RU2006590C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2006590C1 publication Critical patent/RU2006590C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: manufacture of gas turbines. SUBSTANCE: blades are common for turbine and compressor. Blades are made in form of cylinders provided with drives. EFFECT: enhanced reliability. 2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбиностроению, в частности к газотурбинным двигателям, в которых ротор действует и как компрессор, и как турбина. The invention relates to gas turbine engineering, in particular to gas turbine engines in which the rotor acts both as a compressor and as a turbine.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий турбину, компрессор и расположенную между ними камеру сгорания [1] . Known gas turbine engine containing a turbine, a compressor and a combustion chamber located between them [1].

Недостатком известных двигателей является повышенная теплонапряженность лопаток турбины, ограничивающая температуру газов и, следовательно, величину КПД. A disadvantage of the known engines is the increased heat stress of the turbine blades, limiting the temperature of the gases and, therefore, the value of the efficiency.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому эффекту является известный газотурбинный двигатель, содержащий установленный в опорах корпуса диск с закрепленными на нем лопатками, общими для турбины и компрессора, и камеру сгорания, расположенную между разделенными перегородкой компрессорной и турбинной зонами [2] . The closest to the invention in technical essence and the achieved effect is a known gas turbine engine containing a disk mounted in the casing supports with blades fixed on it, common to the turbine and compressor, and a combustion chamber located between the compressor and turbine zones separated by a partition [2].

Благодаря тому, что находящиеся на диске лопатки за один оборот диска попеременно работают в качестве лопаток компрессора или турбины соответственно прохождению зоны компрессора или турбины, теплонапряженность лопаток снижается. Это создает предпосылки для повышения температуры газов в турбине и КПД двигателя. Due to the fact that the blades located on the disk during one revolution of the disk alternately operate as compressor or turbine blades, respectively, the passage of the compressor or turbine zone, the heat stress of the blades is reduced. This creates the prerequisites for increasing the temperature of the gases in the turbine and engine efficiency.

Целью является создание формы лопаток, одинаково эффективно работающих как в режиме компрессора, так и в режиме турбины. The goal is to create the shape of the blades that work equally efficiently both in compressor mode and in turbine mode.

Для этого в газотурбинном двигателе, содержащем установленный в опорах корпуса диск с закрепленными на нем лопатками, общими для турбины и компрессора, и камеру сгорания, расположенную между разделенными перегородками компрессорной и турбинной зонами, лопатки выполнены в виде снабженных приводом цилиндров, расположенных по периферии диска. For this, in a gas turbine engine containing a disk mounted in the bearings of the casing with blades fixed on it, common to the turbine and compressor, and a combustion chamber located between the separated partitions of the compressor and turbine zones, the blades are made in the form of cylinders equipped with a drive located at the periphery of the disk.

При обтекании вращающегося цилиндра горячими газами в турбинной зоне благодаря известному эффекту циркуляционного обтекания круглого цилиндра на вращающийся цилиндр, а следовательно, и на диск, действует поперечная сила, вызывающая вращение диска. When hot gases flow around a rotating cylinder in a turbine zone due to the known effect of the circulation flow around a circular cylinder on a rotating cylinder, and therefore on a disk, a transverse force acts, causing the disk to rotate.

Вращающийся цилиндр, попадающий в компрессорную зону в результате вращения диска, создает перепад давления, выполняя роль лопатки компрессора. Обратимость эффекта циркуляционного обтекания вращающегося цилиндра обеспечивает одинаковую эффективность работы лопаток как в режиме компрессора, так и в режиме турбины. A rotating cylinder falling into the compressor zone as a result of disk rotation creates a pressure drop, acting as a compressor blade. The reversibility of the effect of the circulation flow around a rotating cylinder provides the same efficiency of the blades both in compressor mode and in turbine mode.

На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель с радиальным потоком газа, общий вид; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1. In FIG. 1 shows a gas turbine engine with a radial gas flow, General view; in FIG. 2 - section AA in FIG. 1.

Газотурбинный двигатель содержит диск 1, установленный в опорах 2 корпуса 3. Параллельно оси вращения диска 1 в нем установлены с возможностью относительного вращения цилиндры 4, снабженные приводом 5. Полость корпуса 3 разделена перегородками 6 и 7 на компрессорную 8 и турбинную 9 зоны. Компрессорная зона 8 имеет впускной канал 10 и выпускной канал 11, а турбинная зона 9 - выпускной канал 12 и подводящий канал 13. Воздушный канал 11 и газовый канал 13 связаны камерой сгорания 14. The gas turbine engine contains a disk 1 mounted in the bearings 2 of the housing 3. In parallel with the axis of rotation of the disk 1, cylinders 4 are provided with relative rotation of the cylinder 4. They are provided with a drive 5. The cavity of the housing 3 is divided by partitions 6 and 7 into a compressor 8 and a turbine 9 zone. The compressor zone 8 has an inlet channel 10 and an exhaust channel 11, and a turbine zone 9 has an exhaust channel 12 and a supply channel 13. The air channel 11 and the gas channel 13 are connected by a combustion chamber 14.

В качестве одного из вариантов привода 5 на чертеже изображена планетарная передача, включающая центральную шестерню 15, с которой взаимодействуют сателлиты 16, установленные на общем с цилиндром 4 валу 17. As one of the options for the drive 5, the drawing shows a planetary gear including a central gear 15, with which the satellites 16 are mounted, mounted on a shaft 17 common to the cylinder 4.

Цилиндры 4 на диске 1 могут быть установлены в радиальном направлении, привод 5 при этом может быть выполнен с помощью планетарной передачи с коническими шестернями. Привод 5 может быть выполнен гидравлическим, пневматическим или электрическим. Двигатель снабжен пусковым приводом для раскрутки диска 1. The cylinders 4 on the disk 1 can be installed in the radial direction, the drive 5 can be performed using a planetary gear with bevel gears. The drive 5 can be made hydraulic, pneumatic or electric. The engine is equipped with a starting drive for spinning the disk 1.

Для запуска двигателя диск 1 раскручивается пусковым приводом. При сгорании топлива в камере сгорания 14 горячие газы по газовому каналу 13 поступают в турбинную зону 9. При обтекании горячими газами вращающихся цилиндров 4 к ним будет приложена сила, направленная по нормали к потоку газов и вызывающая вращение диска 1. Вращающийся диск 1 благодаря приводу 5 вызывает относительное вращение цилиндров 4. Создаваемый при этом перепад давления на поверхностях цилиндров 4, перпендикулярных вектору переносной скорости их движения, обеспечивает сжатие поступающего через впускное окно 10 воздуха и подачу его по воздушному каналу 11 в камеру сгорания 14. To start the engine, disk 1 is untwisted by a starting drive. When fuel is burned in the combustion chamber 14, hot gases flow through the gas channel 13 into the turbine zone 9. When hot gases flow around the rotating cylinders 4, a force is applied to them, normal to the gas flow and causing rotation of the disk 1. Rotating disk 1 due to drive 5 causes a relative rotation of the cylinders 4. The pressure differential created at the same time on the surfaces of the cylinders 4, perpendicular to the vector of the portable speed of their movement, compresses the air coming in through the inlet window 10 and delivers it through air channel 11 into the combustion chamber 14.

Нагревающиеся в турбинной зоне 9 цилиндры 4 охлаждаются в компрессорной зоне 8, благодаря чему снижается теплонапряженность лопаток. The cylinders 4 heated in the turbine zone 9 are cooled in the compressor zone 8, thereby reducing the heat stress of the blades.

Выполнение лопаток в виде цилиндров, которым задается относительное и переносное вращение, обеспечивает их одинаковую эффективность как в режиме работы компрессора, так и в режиме турбины. При этом упрощается конструкция лопаток, не требующих профилирования. (56) 1. Патент США N 3156093, кл. F 02 C 3/04, 1964. The implementation of the blades in the form of cylinders, which sets the relative and portable rotation, ensures their equal efficiency both in the compressor operation mode and in the turbine mode. This simplifies the design of the blades that do not require profiling. (56) 1. U.S. Patent No. 3,156,093, cl. F 02 C 3/04, 1964.

2. Заявка ФРГ N 3407292, кл. F 02 C 3/45, 1984.  2. Application of Germany N 3407292, CL F 02 C 3/45, 1984.

Claims (1)

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий установленный в опорах корпуса диск с закрепленными на нем лопатками, общими для турбины и компрессора, и камеру сгорания, расположенную между разделенными перегородкой компрессорной и турбинной зонами, отличающийся тем, что лопатки снабжены приводами и выполнены в виде цилиндров, размещенных по периферии диска.  A GAS-TURBINE ENGINE containing a disk mounted in the bearings of the casing with blades fixed on it, common to the turbine and the compressor, and a combustion chamber located between the compressor and turbine zones separated by a partition, characterized in that the blades are equipped with drives and are made in the form of cylinders located on the periphery drive.
SU5013116 1991-11-26 1991-11-26 Gas-turbine engine RU2006590C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5013116 RU2006590C1 (en) 1991-11-26 1991-11-26 Gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5013116 RU2006590C1 (en) 1991-11-26 1991-11-26 Gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2006590C1 true RU2006590C1 (en) 1994-01-30

Family

ID=21589813

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5013116 RU2006590C1 (en) 1991-11-26 1991-11-26 Gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2006590C1 (en)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10920662B2 (en) Compound cycle engine
US10968824B2 (en) Compound cycle engine
US9926843B2 (en) Compound cycle engine
US9856789B2 (en) Compound cycle engine
CA2464584A1 (en) Rotating pulse detonation system for a gas turbine engine
US3709629A (en) Integrated flow gas turbine
CA2933112C (en) Compound cycle engine
CA2956598C (en) Inlet guide assembly
ES2690156T3 (en) Composite engine assembly with exhaust pipe nozzle
RU2006590C1 (en) Gas-turbine engine
CA2933113C (en) Compound cycle engine
US4757682A (en) Axial flow turbine
RU2141051C1 (en) Turbojet engine
RU2161714C2 (en) Gas-turbine engine
RU2136891C1 (en) Two-rotor engine
RU2094634C1 (en) Rotary engine
GB818063A (en) Gas turbine plant acting as generator of gas under pressure
CN114576005A (en) Core machine based on wave rotor
PL238627B1 (en) Rotary supersonic heat engine with a combustion chamber with a spinning detonation wave
PL243763B1 (en) Revolving-block heat engine