АКТИВНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

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.
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.).
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.
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.
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.
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).
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.
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).
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.
Технической задачей вариантов полезной модели, связанных единым творческим замыслом, является создание эффективного газотурбинного двигателя активного типа и расширение арсенала газотурбинных двигателей.
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;
- многократное уменьшение потребления воздуха и смазочных масел;
- многократное уменьшение объема выбросов продуктов сгорания;
- повышение КПД (на высоких оборотах);
- высокая удельная мощность (на единицу массы), снижение себестоимости;
- быстрота отклика на подачу горючего;
- долговечность, обусловленная размещением подшипников вне зоны высоких температур;
- сброс горячих газов на периферии;
- улучшенная организация потока с помощью клинового замка;
- относительно низкая скорость вращения;
- отсутствует изменение структуры металла;
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.
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.
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.
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.
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.
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.
На чертежах фиг.1-фиг.14 обозначены:
- вал 1 газовой турбины;
- активный ротор 2 газовой турбины;
- лопасти 3 первого (правого и левого по чертежам фиг.1-3) центробежного компрессора (первой ступени сжатия воздуха);
- лопасти 4 внутреннего направляющего аппарата (направляющего аппарата первого компрессора, правого и левого по чертежам фиг.1-3);
- лопасти 5 входного направляющего аппарата (правого и левого по чертежам фиг.1-3);
- лопасти 6 второго (правого и левого по чертежам фиг.1-3) центробежного компрессора (второй ступени сжатия воздуха);
- подшипники 7 вала 1 (подшипники качения или скольжения);
- ротор 8 первого центробежного компрессора;
- корпус (выполненный в виде фланца) 9 внутреннего направляющего аппарата, с лопастями 4 внутреннего направляющего аппарата;
- направление 10 удаления отработанных газов;
- камеры 11 сгорания;
- фланец 12;
- фланец 13 первого компрессора;
- корпус 14 входного направляющего аппарата;
- входы 15 горючего в каналы статора-распределителя 22;
- направление 16 всасывания атмосферного воздуха первым компрессором;
- ротор 17 второго центробежного компрессора;
- опорные лопатки 18 опорного статора;
- опорный (наружный) статор 19;
- сопла 20 (форсунки) впрыска испаренного (перегретого) горючего;
- суживающиеся камеры 21 смешения прямоугольного сечения, в статоре-распределителе 22;
- каналы 23 подвода горючего к форсункам 20;
- суживающиеся прямоугольные сопла 24 на внешней поверхности ротора 2;
- каналы 25 перегрева горючего (испарителя);
- впускные окна 26 впрыска сформированного топлива камер 11 сгорания;
- направления 27,28 истечения продуктов сгорания из сопел 24 в двух рядах камер 11 сгорания;
- зона 29 удаления отработанных газов статора;
- окна 30 радиального удаления отработанных газов корпуса 19;
- клиновидный замок 33.
На чертежах фиг.9-фиг.13 дополнительно обозначены:
- лопасти 31 проходного третьего компрессора, закрепленные на роторе 2;
- проходные сечения 32 поступления сжатого воздуха в третьем компрессоре.
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.
Подшипники 7 размещены с обеих сторон со стороны всасывания первого компрессора, т.е. вне области высоких температур.
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.
Количество сопел 24 в двух рядах равно количеству лопаток 18 опорного статора 19.
Ротор 2 газовой турбины выполнен с двумя рядами камер 11 сгорания и сопел 24, смещенных друг относительно друга в угловом направлении.
Окна 30 удаления отработанных газов выполнены в опорном статоре 19 радиально и непосредственно соединены с атмосферой.
Лопатки 18 опорного статора 19 выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно.
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.
Камеры 11 сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения.
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.
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.
Каналы 23 подвода горючего, снабженные форсунками 20, выполнены в статоре-распределителе 22 по обе стороны ротора 2.
Перед первым компрессором в корпусе выполнен клиновидный замок 33.
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.
Кривизна сопел 24 выбирается из условия равномерного износа их внутренней поверхности.
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.
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.
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.
Подшипники 7 качения размещены с обеих сторон со стороны всасывания первого компрессора, т.е. вне области высоких температур.
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.
Количество сопел 24 в двух рядах равно количеству лопаток 18 опорного статора 19.
Ротор 2 газовой турбины выполнен с двумя рядами камер 11 сгорания и сопел 24, смещенных друг относительно друга в угловом направлении.
Окна 30 удаления отработанных газов выполнены в опорном статоре 19 радиально и непосредственно соединены с атмосферой.
Лопатки 18 опорного статора 19 выполнены с наклонным к окружности краем и установлены радиально или наклонно.
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.
Камеры 11 сгорания выполнены трапецеидальной формы, расширяющимися к периферии, с наклоном против направления вращения.
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.
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.
Каналы 23 подвода горючего, снабженные форсунками 20, выполнены в статоре-распределителе 22 по обе стороны ротора 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.
Кривизна сопел 24 выбирается из условия равномерного износа их внутренней поверхности.
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.
Газотурбинный двигатель с двухсторонним подводом (забором) воздуха по фиг.1-8 работает следующим образом.
Вал 1 двигателя с ротором 2, роторами 8, 17 первого и второго центробежных компрессоров раскручивается от любого стартового источника.
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.
Лопасти 4, 5 направляющих аппаратов обеспечивают оптимизацию работы компрессоров и повышение их КПД.
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.
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.
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.
Газотурбинный двигатель с односторонним подводом (забором) воздуха по фиг.9-14 работает следующим образом.
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.
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.
Лопасти 4, 5 направляющих аппаратов обеспечивают оптимизацию работы компрессоров и повышение их КПД.
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.
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.
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.
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.
Пример параметров и технические характеристики симметричного газотурбинного двигателя с двухсторонним подводом воздуха.
1. Диаметр активного ротора 2 - 300 мм.
2. Число активных сопел 24 в двух рядах (ступенях) ротора - 32
3. Число опорных лопаток 18 опорного статора 32
4. Число силовых взаимодействий за один оборот ротора 2 - 1024
*
5. Размер критического сечения сопла 24 - 252,3 мм
6. Угол фокусирующей части сопла 24 от 3°30'
7. Число оборотов ротора 2 принятое за константу для дальнейших исследований - 21700 об/мин.
8. Мощность на валу 1 двигателя от - 1500 кВт
9. Вес двигателя не более - 24 кг.
10. Отношение единицы мощности двигателя к единице веса 20/25 г веса на 1 кВт мощности
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.
12. Рабочая температура камеры 11 сгорания не превышает 450 градусов при температуре горения смеси от 735 градусов С°
13. Подшипники 7 работают в идеальных условиях и не имеют контакта с высокотемпературной зоной.
Пример размеров и технических характеристик газотурбинного двигателя с односторонним забором воздуха.
1. Диаметр активного ротора 2 - 425 мм.
2. Число активных сопел 24 в двух рядах (ступенях) ротора - 48
3. Число опорных лопаток 18 статора - 48
4. Число силовых взаимодействий за оборот ротора - 2304
*
5. Размер критических сечений прямоугольных сопел 302,7 мм
6. Угол фокусирующей части сопел 24 в пределах от 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.
8. Вес двигателя не более - 27 кг.
9. Отношение единицы мощности двигателя к единице мощности в минимальных пределах (как у предыдущего двигателя).
10. Все остальные параметры соответствуют параметрам конструкции предыдущего двигателя (с двухсторонним забором воздуха).
Из заявленных параметров газотурбинных двигателей предлагаемой конструкции следует:
Заявляемые газотурбинные двигатели новой конструкции превосходят по всем параметрам все существующие конструкции самых современных газотурбинных двигателей.
При этом достигается; значительное уменьшение токсичности, значительное сокращение расхода горючего и значительное повышение КПД.
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.
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.
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.
Применение газотурбинных двигателей заявляемой новой конструкции на тепловых и атомных электростанциях обеспечит:
1) многократное увеличение выходной электрической мощности тепловых и атомных электростанций.
2) многократное снижение потребления топлива.
3) многократное уменьшение габаритов турбин, при увеличении их мощности.
4) многократное снижение стоимости производства турбин.
5) многократное увеличение механической прочности и времени непрерывной эксплуатации.
Сравнительные экспериментальные исследования заявляемого газотурбинного двигателя и существующих в настоящее время современных устройств по мощности и экономичности подтверждают высокую эффективность газотурбинного двигателя.