Изобретение касается реактивной газовой турбины, предназначенной также для работы на жидком топливе, как-то: бензине, керосине и т.п.
Фиг. 1 изображает продольный разрез элемента турбины; фиг. 2 и 3 - схематическое устройство двусопловой турбины; фиг. 4 изображает треугольник скоростей, имеющих место в применении сопла к пропеллеру аэроплана; фиг. 5 и 6 изображают видоизменение формы элемента турбины.
Элемент турбины состоит по наружному очертанию из цилиндра Р с насадкой K; внутренняя поверхность, на протяжении K, представляет собою воронку, а далее очерчивается по форме расширяющегося турбинного сопла, рассчитываемой сообразно со скоростью движения газа, его давлением и плотностью.
Окружность диаметра В, при движении всей трубки слева направо, явится границей, разделяющей воздух: тот воздух, который лежит внутри окружности, будет втекать внутрь трубки и обеспечивать горение топлива; лежащий же снаружи - будет омывать наружную поверхность и охлаждать ее. Отношение квадратов диаметров В2:А2 определит степень сжатия воздуха, входящего в турбину. Величина сжатия воздуха будет, очевидно, также функцией скорости движения трубки в пространстве, или - скорости втекания воздуха в воронку K, ее длины и формы.
Таким образом, часть элемента турбины А-K является насосом, нагнетающим воздух, необходимый для сжигания топлива, при чем в зависимости от скорости движения турбины и формы части А-K будет зависеть и то давление, под которым будет происходить горение.
Для подачи топлива служит трубка Е, размеры которой рассчитываются соответственно количеству и плотности топлива, которое должно подаваться в полость сопла турбины.
Детали способа подачи топлива и распыления его должны быть разработаны на основании опытов. Но можно предвидеть, что непосредственная подача топлива в полость сопла, как показано на фиг. 1, пригодна лишь для газообразного топлива. Для бензина можно рекомендовать предварительное карбурирование им воздуха, как показано на фиг. 3, всасываемого через конец полого вала, куда направляется и бензин по трубке из топливного бака Т. Для более тяжелого топлива, как керосин и нефть, рационально применить предварительный подогрев, для чего предусматривается на фиг. 5 испарительная камера или полость М в теле турбинного элемента, в которую по трубке Е подается жидкое топливо; попадая на горячую внутреннюю стенку камеры, топливо будет испаряться и входить внутрь сопла через отверстия О. Возможно, что для некоторых сортов топлива полезно будет вводить в испаряющую камеру и добавочный воздух в отверстия X, как показано на фиг. 6.
Если подать по трубке Е распыленное топливо и, затем, дав начальный импульс движения турбине фиг. 1 слева направо, зажечь топливо внутри сопла, то турбина должна продолжать движение, вследствие того, что энергия топлива пойдет на увеличение об′ема воздуха в сопле, который, двигаясь по корпусу сопла Р, будет расширяться, понижая свое давление.
Произведение поперечной поверхности сопла Р, т.-е. кольца 
(С2-А2) на среднее давление внутри сопла даст величину силы, приложенной к элементу турбины.
Если два таких элемента турбины поместить на плечах R, расположенных по одному диаметру (напр., на концах двухлопастного авиационного пропеллера), как это изображено на фиг. 2 и 3, то мы получим вращающуюся двухсопловую турбину, вполне уравновешенную.
В применении такого турбинного двигателя к авиационному пропеллеру рационально дать наклонное положение сопел, а именно, как показано на фиг. 4, где Н изображает скорость поступательного движения аэроплана, V - линейную скорость сопла по окружности и L - ось сопла, касательную к винтовой линии, описываемой центром сопла в пространстве.
Рациональность такого расположения заключается, во-первых, в том, что сила реакции сопла разложится и даст составляющую непосредственно по направлению полета Н и, во-вторых, сопло обеспечивается снабжением чистым воздухом.
Пуск в ход предлагаемой турбины должен происходить следующим образом. Сначала сопла нагреваются посторонним источником до температуры, достаточной для воспламенения применяемого топлива. Затем подается топливо и дается начальное вращение машине, подобно тому, как это делается при пуске в ход поршневых нефтяных двигателей.
Очевидно, что можно применять предлагаемую турбину не ограничиваясь двумя соплами и не только для авиационных пропеллеров. Так, не представляет затруднений расположить на диске целый ряд предлагаемых элементов-сопел и применить такую турбину для стационарных целей. Подачу воздуха при этом придется отделить от выхлопа, конструкция усложнится, но основной элемент турбины останется тот же.
1. Реактивная газовая турбина характеризующаяся применением открытого с обоих концов двуконического расходящегося к концам сопла PK, в узкое сечение коего открывается трубка Е, подводящая горючую жидкость, при чем ось сопла располагается или в плоскости вращения колеса (фиг. 1 и 2), или под некоторым углом к ней (фиг. 3 и 4).
2. Видоизменение охарактеризованной в п. 1 турбины, отличающееся применением окружающей сопло камеры М (фиг. 5 и 6), сообщающейся отверстиями О с соплом в самом узком его сечении, в каковую камеру вводится по трубке Е трудно испаряемая горючая жидкость.
