ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2010 года по МПК F02C5/12 

Представленное в данном описании техническое решение относится к двигателям внутреннего сгорания, в частности к роторным двигателям, роторы которых имеют камеры сгорания постоянного объема, при этом такие двигатели функционально и конструктивно сопряжены с газовыми турбинами, а также с компрессорами, рабочие полости которых, как правило, через смесители рабочей смеси сообщены с рабочими камерами ротора.

Известны газотурбинные установки, каждая из которых содержит корпус с камерами сгорания, турбину и компрессор, при этом последний через смеситель рабочей смеси сообщен с камерами сгорания, которые сообщены с полостью турбины, в которой расположены ее лопатки, а вал компрессора соединен с валом турбины («Газотурбинные установки со сгоранием при постоянном объеме», Г.В.Жирицкий, «Установки со сгоранием при постоянном объеме», «Государственное энергетическое издательство», М., Л., 1948, с.37; Я.И.Шнеэ «Газовые турбины», «Машгиз»., М., 1960, c.11 - копии прилагаются).

Известны также газотурбинные двигатели, каждый из которых содержит корпус, в корпусе расположен ротор с рабочими камерами, расположенными по окружности ротора, с одной стороны каждая камера имеет отверстие для введения в нее рабочей смеси, с другой стороны камера имеет сопло, расположенное под углом к оси камеры, ротор закреплен на валу, на котором закреплена турбина с лопатками на ее периферии (RU 2147341 C1, 2000.04.10. RU 2096639 C1, 1997.11.20., RU 2282734 C2, 2006.08.27., RU 2263805 C2, 2005.11.10).

Аналогичные технические решения представлены в описаниях газотурбинных двигателей GB 569534, US 3899874 и GB 2216956, в каждом из которых в корпусе расположен ротор с рабочими камерами, расположенными по окружности ротора, с одной стороны каждая камера имеет отверстие для введения в нее рабочей смеси, с другой стороны камера имеет выходное отверстие, при этом ротор закреплен на валу, на котором закреплена турбина с лопатками.

В известных газотурбинных двигателях значительная часть мощности затрачивается на механические потери, которые связаны с преобразованием энергии газов в крутящий момент на валу двигателя, при этом имеющиеся в известных решениях средства преобразования энергии существенно усложняют конструкцию двигателей.

Техническим результатом изобретения является повышение коэффициента полезного действия двигателя, его мощности и упрощение конструкции.

Указанный результат получен газотурбинным двигателем, содержащим расположенные в корпусе ротор с камерами сгорания и турбину, которые жестко закреплены на одном валу, при этом камеры сгорания расположены по окружности ротора и каждая из них имеет на одной стороне отверстие для подачи в нее рабочей смеси, а на другой стороне - сопло, вал ротора и турбины выполнен полым с полостью для прохождения через нее воздуха от компрессора, в корпусе между ротором и турбиной установлен жестко связанный с корпусом разделительный диск с противоположными от оси симметрии диска удлиненными окнами, в каждом окне по его длине расположено множество лопаток, связанных с разделительным диском или выполненных с ним заодно, например отлитых вместе с разделительным диском, каждая лопатка разделительного диска выполнена в виде изогнутого в поперечной плоскости корпуса профиля, образующего с профилем смежной лопатки разделительного диска воздушный канал для прохода через него газа из камеры сгорания ротора к лопаткам турбины, при этом один конец каждого указанного воздушного канала направлен в сторону сопла камеры сгорания ротора, другой конец каждого воздушного канала направлен в сторону лопаток турбины, а ось сопла каждой камеры сгорания расположена наклонно к поперечной оси камеры сгорания.

На фиг.1 показан двигатель в разрезе;

на фиг.2 - фрагмент двигателя в увеличенном виде;

на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1;

на фиг.4 - разделительный диск двигателя;

на фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.4;

на фиг.6 - ротор двигателя;

на фиг.7 - вид В на фиг.6;

на фиг.8 - вид Г на фиг.6;

на фиг.9 - сечение Д-Д на фиг.7;

на фиг.10 - сечение Е-Е на фиг.8;

на фиг.11 - схема расположения камер сгорания ротора на виде сбоку;

на фиг.12 - топливная систем двигателя;

на фиг.13 - система смазки двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит ротор 1 (фиг.1), параллельно с которым в корпусе двигателя установлена турбина 2. Ротор и турбина сообщены с компрессором 3. Корпус 4 газотурбинного двигателя включает жестко соединенные с ним переднюю крышку 5 и заднюю крышку 6.

Турбина 2 двигателя имеет множество лопаток 7 (фиг.2), корпус 4 двигателя имеет множество лопаток 8, которые расположены в корпусе, между турбиной 2 и ротором 1 расположено множество направляющих лопаток 9 (фиг.3) разделительного диска.

Каждая лопатка 9 выполнена в виде закругленного с двух сторон профиля с обтекаемыми поверхностями на ее противоположных сторонах. Все лопатки 7-9 расположены таким образом, что создают воздушный коридор для движения газов из камер сгорания ротора в трубы 10 для отвода газов из корпуса 4 двигателя. Направление движения газов из камеры сгорания ротора показано на фиг.1-3 пунктирными линиями со стрелками.

Лопатки 9 (фиг.3) закреплены в двух удлиненных по форме окнах, которые противоположно выполнены в разделительном диске 11 по отношению к оси вала 12. Лопатки 9 соединены с разделительным диском 11 и расположены по всей длине каждого окна. Предпочтительно лопатки 9 выполнены в окнах разделительного диска 11 заодно с разделительным диском и получены, например, путем отливки разделительного диска вместе с лопатками. Разделительный диск жестко соединен с корпусом 4 своей периферийной частью. В центре разделительный диск 11 имеет центральное отверстие, через которое проходит полый вал 12 двигателя. Между центральным отверстием разделительного диска и полым валом 12 образован зазор. По сути, разделительный диск 11 также является частью корпуса 4, поскольку он жестко соединен с корпусом 4 и разделяет корпус изнутри на роторную полость и турбинную полость, в которых соответственно расположены ротор 1 и турбина 2. Последние жестко закреплены на общем полом валу 12, который установлен в передней и задней крышках 5 и 6 на подшипниках качения. Воздушная полость вала 12, обозначенная ниже, выполнена вдоль вала по его оси, сообщена с радиальными воздушными каналами турбины 2 и служит для подачи через него в двигатель охлаждающего воздуха, поступающего от компрессора 3.

Газотурбинный двигатель имеет воздуховоды 13 (фиг.12) для подачи рабочей смеси в камеры сгорания ротора. Рабочая смесь зажигается свечами 14 накаливания в камерах сгорания 15 ротора, которые расположены в нем по его окружности ближе к периферийной части, при этом подача рабочей смеси в камеры осуществляется с помощью компрессора 3, вал 16 которого соединен с валом 12 двигателя для синхронизации их работы (в одном исполнении двигателя). В другом исполнении двигателя, скомпонованном, например, в виде газотурбинной установки, валы компрессора и ротора разъединены, и компрессор работает независимо от ротора 1 и турбины 2 двигателя.

Корпус 4 двигателя имеет трубу 17 (фиг.1) для отвода охлаждающего ротор воздуха, а для отвода охлаждающего воздуха от турбины 2 служит воздушная полость 18 вала 12 и сообщенные с ней воздушные каналы 19 (фиг.1) с радиальными и горизонтальными участками. Воздушная полость 18 вала 12 сообщена с воздушной полостью вала 16 компрессора 3 (позиция полости вала 16 не показана). Через полости валов 12 и 16 охлаждающий воздух подается к турбине 2. Корпус 4 имеет также каналы 20 для подвода смазки к двигателю.

Топливная рабочая смесь образуется в смесителе 21 (фиг.12), где топливо смешивается с воздухом и превращается в рабочую смесь, и через воздуховоды 13 и 22 рабочая смесь подается в камеры сгорания 15 ротора 1.

Система смазки (фиг.13) включает масляный насос 23, сообщенный с каналами 20 (фиг.1) системы смазки, подводящими масло к трущимся поверхностям двигателя, а также другие упомянутые ниже каналы.

Газотурбинный двигатель содержит систему водяного охлаждения (фиг.5), включающую трубопроводы подачи воды в двигатель и трубопровод 24 выхода использованной в системе охлаждения воды из двигателя. Эта система водяного охлаждения описана ниже.

Двигатель содержит воздушную систему (фиг.12) продувки камер сгорания 15 ротора, которая включает штуцеры или отверстия 25 штуцеров подвода воздуха к камерам сгорания, которые сообщены с воздуховодами 26-29, при этом воздуховод 29 (фиг.1) служит также для подачи охлаждающего воздуха к ротору 1 и турбине 2. Указанные штуцеры закреплены на крышке 5 корпуса двигателя.

Кроме указанных средств продувки камер сгорания ротора 1 и средств воздушного охлаждения ротора и турбины, воздушная система содержит выполненные в роторе радиальные воздушные каналы 30 (фиг.9) и горизонтальные воздушные каналы 31 для прохода охлаждающего воздуха через ротор 1, при этом для выхода из турбины отработанного охлаждающего воздуха в атмосферу имеется патрубок 32 (фиг.1).

Система смазки, кроме уже вышеназванных элементов, содержит также маслопроводы 33 (фиг.13), штуцер 34 (фиг.1) для подвода масла, а также маслопроводы 35 (фиг.13) для отвода масла в поддон 36 двигателя или в сливной бачок.

Топливная система (фиг.12), кроме уже названных ее элементов, содержит насосы высокого давления 37, которые сообщены с форсунками 38, завихрители 39, сообщенные с диффузорами 40 и форсунками, а также патрубок 41 компрессора 3, сообщенный с воздуховодами 42 для подачи воздуха в смесители 21.

В роторе выполнены кольцевые канавки 43 и 44 (фиг.6) с расположенными в них уплотнительными кольцами 45 и 46 (фиг.2) для герметизации зазоров 47 между ротором 1, передней крышкой 5 корпуса и разделительным диском 11.

Газотурбинный двигатель оснащен емкостью 48 (фиг.5) с охлаждающей в ней жидкостью, электромотором 49, связанным с насосом 50 подачи охлаждающей жидкости. Насос сообщен с емкостью 48, которая сообщена с радиатором 51, рядом с которым расположен электровентилятор 52.

Все вышеназванные узлы двигателя, включая его корпус, предпочтительно скомпонованы на одной раме. В случае расположения узлов названных систем двигателя на отдельных рамах, включая компрессор, двигатель с его системами питания, охлаждения и смазки преобразуется в газотурбинную установку, имеющую большую мощность и большие габариты.

Из изложенного следует, что особенностью газотурбинного двигателя является то, что в нем между ротором 1 и турбиной 2 расположен разделительный диск 11 (фиг.1), разделяющий пространство корпуса ротора на две полости, в одной из которых расположен ротор, а в другой полости расположена турбина, причем между указанными полостями корпуса в разделительном диске на его противоположных от оси вала сторонах выполнены описанные ниже окна. По длине каждого окна расположены направляющие лопатки 9 (фиг.3), каждая из которых имеет в поперечном сечении изогнутую форму профиля, образующую со смежной идентичной по форме лопаткой изогнутый канал для движения через него газа в сторону лопаток 7 турбины (фиг.1). Форма каждой направляющей лопатки 9 и угол изгиба ее закругленных поверхностей выбраны из условия вращения турбины в направлении вращения ротора. Этому условию отвечает форма каждой камеры сгорания 15 и ее расположение в роторе, а также направление сопла, которое имеет каждая камера сгорания.

Форма камеры сгорания 15 (фиг.3) является шарообразной и с одной стороны камера имеет входное отверстие 53, расположенное на поперечной оси 54 камеры сгорания 15, которая расположена поперек ротора 1, а с другой стороны камера имеет сопло 55, ось 56 которого расположена наклонно под углом α к поперечной оси 54 камеры.

Смежные лопатки 9 разделительного диска 11 образуют воздушные каналы 57 (фиг.3) для прохождения через них газа из камер сгорания ротора на лопатки 7 турбины. Лопатки 9 имеют изогнутые в поперечной плоскости корпуса профили, образующие упомянутые воздушные каналы 57, при этом один конец каждого указанного воздушного канала 57 (нижний его конец на фиг.3) направлен в сторону камеры сгорания 15 ротора 1, в частности в сторону сопла 55 камеры сгорания, а другой конец каждого воздушного канала 57 (верхний его конец на фиг.3) направлен в сторону лопаток 7 турбины 2. В крышке 5 выполнены отверстия 58, служащие для подачи в камеры рабочей смеси.

В разделительном диске выполнены, по крайней мере, два упомянутых окна 59, которые идентичны по форме и расположены симметрично с двух сторон от оси симметрии разделительного диска. Форма данных окон в описании не раскрывается, однако следует отметить, что удлиненные продольные стороны каждого окна 59 со стороны ротора выполнены по большому радиусу, расположены друг против друга и параллельны друг другу, а две другие противоположные стороны окна выполнены по меньшему радиусу, равному радиусу сопла 55 на виде со стороны разделительного диска, при этом в каждом окне 59 закреплены или выполнены лопатки 9. Следует отметить, что каждое окно в разделительном диске условно показано несколькими позициями 59 на фиг.3, так как, по сути, окно по его длине лопатками 9 разделено на множество окон 59, образующих одно окно.

Газотурбинный двигатель в его одном исполнении, когда вал ротора двигателя соединен с валом компрессора, как это показано на фиг.1, работает следующим образом. Вращают одновременно вал 12 двигателя и вал 16 компрессора 3 стартером (не показан). При этом воздух от компрессора 3 по воздуховодам 42 (фиг.12) подается в смесители 21, где он смешивается с топливом, и рабочая смесь поступает по воздуховодам 13 через отверстия в передней крышке 5 и отверстия 53 (фиг.3) в камеры 15 сгорания ротора, которые находятся на противоположных сторонах от оси вала 12 или от оси симметрии разделительного диска 11. Во время подачи рабочей смеси происходит процесс заполнения указанных камер 15 сгорания, причем этот процесс происходит при совмещении отверстия 53 (фиг.1) каждой камеры 15 с отверстиями 58, которые выполнены в крышке 5 корпуса двигателя и сообщены с воздуховодами 13 через отверстия 25 штуцеров, соединяющих воздуховоды с крышкой. При дальнейшем вращении ротора отверстие 53 каждой камеры 15 закрывается крышкой 5 и рабочая смесь в камере 15 оказывается закрытой. При этом рабочая смесь в двух камерах одновременно поджигается свечами 14 накаливания (фиг.12). Одновременно с этим, при вращении ротора, сопло 55 (фиг.3) каждой камеры совмещается с окном 59 разделительного диска 11 и расположенными в этом окне по всей его длине лопатками 9. Газ одновременно из двух камер 15 после сгорания в них топлива поступает через сопла 55 и окна 59 сначала на неподвижные лопатки 9 разделительного диска 11, а затем на подвижные лопатки 7 турбины 2. Газы обтекают профили лопаток 9 и, проходя между ними, изменяют направление движения в соответствии с профилями, воздействуют на лопатки 7 турбины в направлении вращения ротора. Турбина 2 от действия газов поворачивается и передает момент вращения на вал 12, при этом на роторе возникает реактивная сила от движения газов из камер сгорания.

Далее при совмещении отверстий 53 камер 15 с другими отверстиями 25 (фиг.12) штуцеров системы подвода воздуха к камерам сгорания происходит продувка рабочих камер 15 и после этого описанный цикл работы второй группы камер сгорания повторяется, при этом за один оборот вала и ротора в каждой камере сгорания ротора происходит сгорание рабочей смеси два раза.

При работе двигателя вал 12 вращается в направлении вращения ротора 1, турбины 2 и вала 16 компрессора 3, при этом системы подачи рабочей смеси в камеры, продувки камер сгорания, смазки, воздушного и водяного охлаждения двигателя обеспечивают двигателю синхронную устойчивую работу, при этом обеспечена возможность вращения ротора и турбины в одном направлении, когда моменты инерции вращающихся в одном направлении масс ротора и турбины суммируются. Существенно снижены механические потери мощности на трение элементов передачи вращения ротора и турбины в указанном направлении вследствие того, что использование таких элементов в двигателе данного типа не требуется. Конструкция двигателя существенно упрощена, работа всех элементов двигателя синхронизирована, каждая камера сгорания имеет свой канал истечения из нее газа, что обеспечивает при вращении ротора сгорание в камере рабочей смеси, когда она закрыта, и продувку канала за закрытой камерой охлаждающим воздухом. Пространство указанного канала истечения газа из камеры, сообщающееся с пространством, в котором расположены лопатки 7 турбины 2 после продувки камеры, оказывается свободным от газа и охлажденным. Это обеспечивает эффективный процесс охлаждения ротора, разделительного диска и турбины, причем освобожденный от газа канал, его прохождения за закрытой камерой сгорания не создает сопротивления вращению турбины 2 и ротора 1, что существенно повышает кпд и мощность двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит расположенные в корпусе ротор с камерами сгорания и турбину, которые жестко закреплены на одном валу. Камеры сгорания расположены по окружности ротора и каждая из них имеет на одной стороне отверстие для подачи в нее рабочей смеси, а на другой стороне - сопло. Вал ротора и турбины выполнен полым с полостью для прохождения через нее воздуха от компрессора. В корпусе между ротором и турбиной установлен жестко связанный с корпусом разделительный диск с противоположными от оси симметрии диска удлиненными окнами. В каждом окне по его длине расположено множество лопаток, связанных с разделительным диском или выполненных с ним заодно, например отлитых вместе с разделительным диском. Каждая лопатка разделительного диска выполнена в виде изогнутого в поперечной плоскости корпуса профиля, образующего с профилем смежной лопатки разделительного диска воздушный канал для прохода через него газа из камеры сгорания ротора к лопаткам турбины. Один конец каждого указанного воздушного канала направлен в сторону сопла камеры сгорания ротора. Другой конец каждого воздушного канала направлен в сторону лопаток турбины. Ось сопла каждой камеры сгорания расположена наклонно к поперечной оси камеры сгорания. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия двигателя, его мощности и упрощение конструкции. 13 ил.

Газотурбинный двигатель, содержащий расположенные в корпусе ротор с камерами сгорания и турбину, которые жестко закреплены на одном валу, при этом камеры сгорания расположены по окружности ротора и каждая из них имеет на одной стороне отверстие для подачи в нее рабочей смеси, а на другой стороне - сопло, вал ротора и турбины выполнен полым с полостью для прохождения через нее воздуха от компрессора, в корпусе между ротором и турбиной установлен жестко связанный с корпусом разделительный диск с противоположными от оси симметрии диска удлиненными окнами, в каждом окне по его длине расположено множество лопаток, связанных с разделительным диском или выполненными с ним заодно, например, отлитых вместе с разделительным диском, каждая лопатка разделительного диска выполнена в виде изогнутого в поперечной плоскости корпуса профиля, образующего с профилем смежной лопатки разделительного диска воздушный канал для прохода через него газа из камеры сгорания ротора к лопаткам турбины, при этом один конец каждого указанного воздушного канала направлен в сторону сопла камеры сгорания ротора, другой конец каждого воздушного канала направлен в сторону лопаток турбины, ось сопла каждой камеры сгорания расположена наклонно к поперечной оси камеры сгорания.