RU2837448C2 - Rotor-jet turbine - Google Patents
Rotor-jet turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2837448C2 RU2837448C2 RU2023125860A RU2023125860A RU2837448C2 RU 2837448 C2 RU2837448 C2 RU 2837448C2 RU 2023125860 A RU2023125860 A RU 2023125860A RU 2023125860 A RU2023125860 A RU 2023125860A RU 2837448 C2 RU2837448 C2 RU 2837448C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotary
- jet turbine
- channels
- turbine according
- working wheel
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 10
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 28
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 3
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 claims description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 38
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 14
- 238000005474 detonation Methods 0.000 description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000009472 formulation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, а именно к двигательным установкам, предназначенным для получения оборотов и момента вращения на валу, и может быть использовано для привода электрогенераторов, а также привода винтов и вентиляторов.The invention relates to mechanical engineering, namely to propulsion systems designed to obtain revolutions and torque on a shaft, and can be used to drive electric generators, as well as drive propellers and fans.
Известен роторный газотурбинный двигатель, содержащий жестко установленное на валу центробежное рабочее колесо с центробежными каналами, обеспечивающее сжатие поступающего в него окислительного рабочего тела, установленную коаксиально с ним камеру сгорания торообразной формы с тангенциально расположенными на ней соплами, обеспечивающими создание импульса реактивной силы от истекающих через сопла продуктов сгорания смеси горючего и окислительного рабочего тела для вращения рабочего колеса и камеры сгорания, средства подачи горючего рабочего тела и средства зажигания смеси горючего и окислительного рабочего тела. Внутренняя полость корпуса камеры сгорания разделена на отдельные камеры сгорания жестко закрепленными поперечными перегородками, которые являются продолжением лопаток рабочего колеса, и закреплены с образованием входных отверстий в отдельные камеры сгорания. Выходные отверстия центробежных каналов открыты в полости отдельных камер сгорания через входные отверстия. По меньшей мере по одному выходному отверстию центробежного канала открыто в полость каждой отдельной камеры сгорания, снабженной по меньшей мере одним соплом, выполненным сверхзвуковым, в виде круглого или плоского сопла Лаваля. Центральная ось сопла на его входе совпадает по направлению с центральной осью отдельной камеры сгорания на ее выходе. Отдельные камеры сгорания снабжены средствами подачи горючего рабочего тела, и средствами зажигания, размещенными в каждой поперечной перегородке, и обеспечивающими одновременное воспламенение смеси горючего и окислительного рабочего тела в примыкающих друг к другу отдельных камерах сгорания. Между центробежным рабочим колесом и отдельными камерами сгорания установлено средство дросселирования, обеспечивающее заданные расходные и термодинамические параметры сжатых потоков окислительного рабочего тела на входе в каждую отдельную камеру сгорания. (Патент RU 2623592 С1. Роторный газотурбинный двигатель. - МПК: F02C 3/16. - Опубл. 28.06.2017).A rotary gas turbine engine is known, comprising a centrifugal working wheel rigidly mounted on a shaft with centrifugal channels, providing compression of the oxidizing working fluid entering it, a toroidal combustion chamber installed coaxially with it, with nozzles tangentially located on it, providing the creation of a reactive force impulse from the combustion products of a mixture of combustible and oxidizing working fluid flowing through the nozzles for rotating the working wheel and the combustion chamber, means for feeding the combustible working fluid and means for igniting the mixture of combustible and oxidizing working fluid. The internal cavity of the combustion chamber body is divided into separate combustion chambers by rigidly fixed transverse partitions, which are a continuation of the blades of the working wheel, and are fixed with the formation of inlet openings into the separate combustion chambers. The outlet openings of the centrifugal channels are open into the cavity of the separate combustion chambers through the inlet openings. At least one outlet opening of the centrifugal channel is open into the cavity of each individual combustion chamber, provided with at least one nozzle, made supersonic, in the form of a round or flat Laval nozzle. The central axis of the nozzle at its inlet coincides in direction with the central axis of the individual combustion chamber at its outlet. The individual combustion chambers are provided with means for feeding the combustible working fluid, and ignition means, located in each transverse partition, and ensuring the simultaneous ignition of the mixture of the combustible and oxidizing working fluid in the individual combustion chambers adjacent to each other. Between the centrifugal working wheel and the individual combustion chambers, a throttling means is installed, ensuring the specified flow and thermodynamic parameters of the compressed flows of the oxidizing working fluid at the inlet of each individual combustion chamber. (Patent RU 2623592 C1. Rotary gas turbine engine. - IPC:
Недостатком известного технического решения является, центробежное рабочее колесо с лопатками, через которое подается окислитель, так как при такой схеме максимальная степень повышения давления составляет 10 единиц, что может быть недостаточным для реализации процесса горения. Еще один недостаток данной схемы отсутствие системы смешения или ее плохая реализация, что будет приводить к тому, что часть компонентов будет просто выбрасываться через сопла, не успев вступить в реакцию горения при этом, не давая никакого полезного эффекта. Еще одним недостатком является горение в кольцевом коллекторе, куда подаются компоненты, что будет приводить к прогару из-за большой площади поверхности коллектора и отсутствия охлаждения.The disadvantage of the known technical solution is a centrifugal impeller with blades through which the oxidizer is supplied, since with such a scheme the maximum degree of pressure increase is 10 units, which may be insufficient for the implementation of the combustion process. Another disadvantage of this scheme is the lack of a mixing system or its poor implementation, which will lead to the fact that some components will simply be ejected through the nozzles, without having time to enter into a combustion reaction, without giving any useful effect. Another disadvantage is combustion in the ring collector, where the components are supplied, which will lead to burnout due to the large surface area of the collector and the lack of cooling.
Известен роторный биротативный газотурбинный двигатель, содержащий корпус, на котором установлены жестко трубопроводы подачи окислительного и горючего рабочих тел в рабочее колесо первого ротора, установленного жестко на валу с возможностью вращения, содержащего компрессор для сжатия окислительного рабочего тела, и реактивную турбину, выполненную в виде сегнерова колеса, а также содержащий рабочее колесо второго ротора, установленное соосно и коаксиально вокруг рабочего колеса первого ротора, с возможностью независимого вращения на своем валу в противоположную от первого ротора сторону, отличающийся тем, что рабочее колесо первого ротора выполнено в виде моноблока, установленного жестко на своем валу с возможностью вращения, содержащего двухпоточное закрытое центробежное колесо, обеспечивающее сжатие поступающего в него окислительного рабочего тела, при этом двухпоточное закрытое центробежное колесо выполнено или как одно целое двухпоточное закрытое центробежное колесо с закрытыми центробежными каналами на каждой его стороне, причем центробежные каналы одной стороны выполнены зеркально по отношению к центробежным каналам другой стороны, или выполнено из двух однопоточных закрытых центробежных колес, выполненных зеркально по отношению друг к другу, плотно и жестко соединенных своими фланцами друг с другом, а также содержащего корпус коллектора торообразной формы, охватывающий соосно и коаксиально двухпоточное закрытое центробежное колесо по его периферии и соединенный с ним жестко, плотно и герметично, при этом корпус коллектора выполнен с внутренней полостью торообразной формы, имеющей отверстие по внутреннему периметру и разделенной на отдельные камеры сгорания жестко закрепленными поперечными перегородками, являющимися продолжением лопаток, выполненных по всей высоте двухпоточного закрытого центробежного колеса, причем закрепленными с образованием входных отверстий в отдельные камеры сгорания, при этом выходные отверстия центробежных каналов открыты в полости отдельных камер сгорания через их входные отверстия так, что, по меньшей мере, по одному выходному отверстию центробежных каналов открыто в полость каждой отдельной камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним тангенциально установленным соплом, выполненным сверхзвуковым, в виде сопла Лаваля, центральная ось которого совпадает по направлению с центральной осью отдельной камеры сгорания, снабженной средствами подачи горючего рабочего тела, а также системой зажигания, размещенной по обе стороны каждой поперечной перегородки с обеспечением одновременного воспламенения смеси горючего и окислительного рабочего тела в каждых отдельных камерах сгорания, примыкающих друг к другу через перегородку, а между выходными отверстиями двухпоточного закрытого центробежного колеса и входными отверстиями отдельных камер сгорания установлено средство дросселирования, выполненное в виде перфорированной ленты и обеспечивающее выравнивание термодинамических параметров сжатых потоков окислительного рабочего тела в поперечном сечении проточного тракта на входе в каждую отдельную камеру сгорания, при этом рабочее колесо первого ротора соединено с двух сторон соосно и подвижно, с помощью лабиринтного соединения, с концами двух корпусов трубопроводов окислительного рабочего тела, выполненных в виде полых, открытых с двух сторон цилиндров с фланцами, соединенных жестко своими вторыми концами с корпусом, при этом вал первого ротора, один конец которого выполнен с внутренним осевым каналом для подвода горючего рабочего тела в отдельные камеры сгорания первого ротора и соединен соосно и подвижно, с помощью лабиринтного уплотнения, с корпусом трубопровода, подводящим горючее рабочее тело, установлен в корпусе двигателя подвижно, с помощью подшипниковой опоры, с жестко закрепленным на нем компрессором, размещенным соосно внутри одного из корпусов трубопровода окислительного рабочего тела, а другой конец вала первого ротора также установлен в корпусе двигателя подвижно, с помощью подшипниковой опоры, с жестко закрепленным на нем компрессором, размещенным соосно внутри второго корпуса трубопровода окислительного рабочего тела, и соединен с полезной нагрузкой, при этом рабочее колесо второго ротора установлено соосно и коаксиально вокруг рабочего колеса первого ротора, с возможностью независимого вращения в противоположном направлении, и выполнено из двух одинаковых дисков, с диаметром, превышающим диаметр рабочего колеса первого ротора, и установленных соосно между собой, и с рабочим колесом первого ротора с каждой его стороны, при этом выполненных с тангенциально расположенными по окружности на их внешних сторонах воздухозаборными каналами, представляющими собой открытые в сторону вращения дисков выпуклые полости со сквозными отверстиями в их нишах, выполненными в дисках, соединенных между собой по периферии жестко и герметично кольцом желобообразной формы, с образованием внутри кольца полости рабочего колеса второго ротора, в котором установлены тангенциально одинаково направленные сверхзвуковые сопла, выполненные в виде плоского сопла Лаваля, с панелью дозвуковой части, расположенной параллельно оси вращения рабочего колеса второго ротора, по радиусу ближе к центру его вращения, выполненной удлиненной, с возможностью выполнения функции лопатки, при этом диски своей внешней стороной соединены жестко и герметично, каждый со своим валом, выполненным в виде полого, открытого с двух сторон цилиндра, на внутренней поверхности которого выполнены проточки в виде кольцеобразных углублений, в которых установлены жестко магниты, при этом каждый из валов рабочего колеса второго ротора установлен подвижно и коаксиально через подшипниковые опоры на соответствующий корпус трубопровода окислительного рабочего тела, выполненный с проточкой на наружной поверхности цилиндрической части, в которую установлена токопроводящая обмотка статора (Патент RU 2702317 С1 Роторный биротативный газотурбинный двигатель F02C 3/16 Опубликовано: 2019.10.07).A rotary birotative gas turbine engine is known, comprising a housing on which pipelines are rigidly mounted for feeding oxidizing and combustible working fluids into the working wheel of the first rotor, rigidly mounted on a shaft with the possibility of rotation, containing a compressor for compressing the oxidizing working fluid, and a reaction turbine made in the form of a Segner wheel, and also containing the working wheel of the second rotor, mounted coaxially and coaxially around the working wheel of the first rotor, with the possibility of independent rotation on its shaft in the direction opposite to the first rotor, characterized in that the working wheel of the first rotor is made in the form of a monoblock, rigidly mounted on its shaft with the possibility of rotation, containing a two-flow closed centrifugal wheel, providing compression of the oxidizing working fluid entering it, wherein the two-flow closed centrifugal wheel is made either as a single two-flow closed centrifugal wheel with closed centrifugal channels on each side thereof, wherein the centrifugal channels of one side are made mirror image in relation to the centrifugal channels of the other sides, or is made of two single-flow closed centrifugal wheels made mirror images of each other, tightly and rigidly connected to each other by their flanges, and also containing a toroidal collector body, coaxially and coaxially enclosing the two-flow closed centrifugal wheel along its periphery and rigidly, tightly and hermetically connected to it, wherein the collector body is made with an internal cavity of a toroidal shape, having an opening along the inner perimeter and divided into separate combustion chambers by rigidly fixed transverse partitions, which are a continuation of the blades made along the entire height of the two-flow closed centrifugal wheel, and fixed with the formation of inlet openings into the individual combustion chambers, wherein the outlet openings of the centrifugal channels are open into the cavity of the individual combustion chambers through their inlet openings so that at least one outlet opening of the centrifugal channels is open into the cavity of each individual combustion chamber, equipped with at least one tangentially installed nozzle, made supersonic, in the form of a nozzle Laval, the central axis of which coincides in direction with the central axis of a separate combustion chamber equipped with means for feeding combustible working fluid, as well as an ignition system located on both sides of each transverse partition to ensure simultaneous ignition of a mixture of combustible and oxidizing working fluid in each separate combustion chambers adjacent to each other through the partition, and between the outlet openings of the double-flow closed centrifugal wheel and the inlet openings of the separate combustion chambers a throttling means is installed, made in the form of a perforated tape and ensuring the alignment of the thermodynamic parameters of the compressed flows of the oxidizing working fluid in the cross-section of the flow path at the entrance to each separate combustion chamber, wherein the working wheel of the first rotor is connected on both sides coaxially and movably, by means of a labyrinth connection, to the ends of two housings of the pipelines of the oxidizing working fluid, made in the form of hollow cylinders open on both sides with flanges, rigidly connected by their second ends to the housing, wherein the shaft of the first rotor, one end of which is made with an internal axial channel for supplying a combustible working fluid to individual combustion chambers of the first rotor and is connected coaxially and movably, by means of a labyrinth seal, to the housing of the pipeline supplying the combustible working fluid, is mounted in the engine housing movably, by means of a bearing support, with a compressor rigidly fixed thereto, located coaxially inside one of the housings of the oxidizing working fluid pipeline, and the other end of the shaft of the first rotor is also mounted in the engine housing movably, by means of a bearing support, with a compressor rigidly fixed thereto, located coaxially inside the second housing of the oxidizing working fluid pipeline, and is connected to the payload, wherein the working wheel of the second rotor is mounted coaxially and coaxially around the working wheel of the first rotor, with the possibility of independent rotation in the opposite direction, and is made of two identical disks, with a diameter exceeding the diameter of the working wheel of the first rotor, and mounted coaxially with each other, and with the working wheel of the first rotor on each side thereof, while made with tangentially located circumferences on their outer sides with air intake channels, which are convex cavities open in the direction of rotation of the disks with through holes in their niches, made in the disks, connected to each other along the periphery rigidly and hermetically by a trough-shaped ring, with the formation of a cavity of the working wheel of the second rotor inside the ring, in which tangentially equally directed supersonic nozzles are installed, made in the form of a flat Laval nozzle, with a panel of the subsonic part, located parallel to the axis of rotation of the working wheel of the second rotor, radially closer to the center of its rotation, made elongated, with the possibility of performing the function of a blade, wherein the disks are rigidly and hermetically connected with their outer side, each with its own shaft, made in the form of a hollow cylinder open on both sides, on the inner surface of which grooves are made in the form of annular recesses, in which magnets are rigidly installed, wherein each of the shafts of the working wheel of the second rotor is mounted movably and coaxially through bearing supports on the corresponding housing of the pipeline of the oxidizing working fluid, made with a groove on the outer surface of the cylindrical part, into which the conductive stator winding is installed (Patent RU 2702317 C1 Rotary bi-rotary gas
Недостатки известного технического решения схожи с недостатками предыдущего изобретения, и заключаются они в отсутствие системы смешения, а также горение в кольцевом коллекторе.The disadvantages of the known technical solution are similar to the disadvantages of the previous invention, and they consist of the absence of a mixing system, as well as combustion in a ring collector.
Известен роторный детонационный газотурбинный двигатель содержит вал, на котором установлен жестко ротор, выполненный в виде моноблока, содержащего закрытое центробежное колесо, выполненное с основными лопатками, имеющими полную длину их верхней кромки, и вспомогательными лопатками, укороченными со стороны входа центробежного колеса. Каждая вспомогательная лопатка расположена между двумя основными лопатками, с помощью которых образованы входные каналы центробежного колеса, а его выходные каналы образованы с помощью основных и вспомогательных лопаток, и на их концах выполнены профилированные полости. На срезе его выходных каналов установлены детонационные камеры сгорания, каждая из которых выполнена в виде трубы постоянного сечения, открытой полностью с одного конца и закрытой наглухо, прочно и герметично с другого конца полусферическим, выпуклым наружу днищем, оснащенным форсункой горючего вещества. Проточный тракт каждой камеры сгорания оснащен коллекторами с форсунками горючего вещества, выполненными в виде шпангоутов и стрингеров. Каждая камера сгорания выполнена с изгибом ее продольной оси по радиусу, в плоскости вращения ротора, а между собой все камеры сгорания соединены жестко с образованием единого кольцевого открытого проточного тракта таким образом, что полусферическая полость днища каждой камеры сгорания соединена с выходным сечением проточного тракта другой, рядом расположенной, по направлению вращения ротора, камеры сгорания детонационным каналом. Число входных каналов центробежного колеса четное и равно числу камер сгорания, по крайней мере, ни менее четырех, а число выходных каналов также четное, по крайней мере, вдвое больше числа его входных каналов и числа камер сгорания, при этом выходные каналы, по крайней мере, ни менее двух, входят в боковые вырезы каждой камеры сгорания. Техническими результатами заявляемого изобретения являются повышение абсолютной и удельной мощности роторного детонационного газотурбинного двигателя, а также экономичности его работы в заданных габаритных ограничениях по диаметру описанной окружности роторов, а также повышение надежности его работы в автомодельном режиме, с газодинамическим "запиранием" его камер сгорания, а также упрощение его конструкции. (Патент RU 2745975 С1 Роторный детонационный газотурбинный двигатель и способ детонационного горения в нем F02C 5/04; F02C 3/165 Опубл. 05.04.2021).A known rotary detonation gas turbine engine comprises a shaft on which a rotor is rigidly mounted, made in the form of a monoblock containing a closed centrifugal wheel made with main blades having a full length of their upper edge, and auxiliary blades shortened on the side of the centrifugal wheel inlet. Each auxiliary blade is located between two main blades, with the help of which the inlet channels of the centrifugal wheel are formed, and its outlet channels are formed with the help of the main and auxiliary blades, and profiled cavities are made at their ends. Detonation combustion chambers are installed at the cut of its outlet channels, each of which is made in the form of a pipe of constant cross-section, completely open at one end and tightly, firmly and hermetically closed at the other end with a hemispherical, outwardly convex bottom, equipped with a combustible substance nozzle. The flow path of each combustion chamber is equipped with collectors with combustible substance nozzles, made in the form of frames and stringers. Each combustion chamber is made with a bend of its longitudinal axis along the radius, in the plane of rotation of the rotor, and all combustion chambers are rigidly connected to each other to form a single annular open flow path in such a way that the hemispherical cavity of the bottom of each combustion chamber is connected to the outlet section of the flow path of another, adjacent, in the direction of rotation of the rotor, combustion chamber by a detonation channel. The number of input channels of the centrifugal wheel is even and equal to the number of combustion chambers, at least no less than four, and the number of output channels is also even, at least twice the number of its input channels and the number of combustion chambers, wherein the output channels, at least no less than two, enter the side cutouts of each combustion chamber. The technical results of the claimed invention are an increase in the absolute and specific power of a rotary detonation gas turbine engine, as well as the efficiency of its operation within the specified dimensional limitations for the diameter of the circumscribed circle of the rotors, as well as an increase in the reliability of its operation in a self-similar mode, with gas-dynamic "locking" of its combustion chambers, as well as a simplification of its design. (Patent RU 2745975 C1 Rotary detonation gas turbine engine and method of detonation combustion in it
Недостатки известного технического решения схожи с предыдущими изобретениями. При этом дополнительным недостатком является детонационное горение, которое плохо контролируемо, на что указывает и сам автор, также для постоянной и контролируемой детонации нужна качественная подготовка смеси, что при данной схеме невозможно.The disadvantages of the known technical solution are similar to previous inventions. At the same time, an additional disadvantage is detonation combustion, which is poorly controlled, as the author himself points out, and for constant and controlled detonation, high-quality preparation of the mixture is needed, which is impossible with this scheme.
Известна турбореактивная установка, содержащая вал и стационарно установленные вокруг вала подводящие коллекторы для подачи рабочего тела, соединенные с входными отверстиями рабочих колес патрубками, при этом патрубки соосно расположены вокруг вала, жестко соединены с коллекторами и герметично и подвижно соединены с входными отверстиями рабочих колес турбин. Вал выполнен с подшипниковыми опорами, на котором на расстоянии друг от друга установлены в одном направлении двухпоточные реактивные турбины. Двухпоточная реактивная турбина, содержит установленное на валу центробежное рабочее колесо с лопатками, в котором осуществляется сжатие поступающего в него рабочего тела. Центробежное рабочее колесо выполнено двухпоточным и состоит из двух соосно и плотно соединенных или изготовленных в виде единого целого однопоточных центробежных рабочих колес, одно из которых выполнено с зеркально противоположным направлением профиля лопаток, по верхним боковым кромкам закрытых обечайками, с образованием центробежных каналов и содержит по крайней мере один полый торообразный коллектор с отверстием по периметру его внутреннего диаметра, ширина которого не меньше общей высоты лопаток в выходном сечении центробежных каналов двухпоточного центробежного рабочего колеса, жестко и с обеспечением герметичности прикрепленный к двухпоточному центробежному рабочему колесу так, что выходные отверстия центробежных каналов открыты во внутреннюю полость торообразного коллектора, при этом по периметру внешнего диаметра торообразного коллектора выполнены отверстия, в которые установлены сверхзвуковые реактивные сопла, при этом торообразный коллектор снабжен перегородками, перекрывающими его в поперечном сечении, жестко закрепленными вблизи начала входного участка каждого реактивного сопла. Сверхзвуковые реактивные сопла установлены в торообразный коллектор реактивной турбины тангенциально, в плоскости, перпендикулярной оси вращения двухпоточного центробежного рабочего колеса (Патент RU 2673431 С2. Способ получения механической энергии, однопоточная и двухпоточная реактивные турбины и турбореактивная установка для его реализации. - МПК: F01D 1/32, F01D 15/08. - Опубл. 26.11.2018).A turbojet plant is known, comprising a shaft and feed manifolds for feeding the working fluid, fixedly installed around the shaft, connected to the inlet openings of the working wheels by pipes, wherein the pipes are coaxially located around the shaft, rigidly connected to the manifolds and hermetically and movably connected to the inlet openings of the working wheels of the turbines. The shaft is made with bearing supports, on which two-flow reaction turbines are installed at a distance from each other in one direction. The two-flow reaction turbine contains a centrifugal working wheel with blades installed on the shaft, in which the working fluid entering it is compressed. The centrifugal impeller is made double-flow and consists of two coaxially and tightly connected or manufactured as a single whole single-flow centrifugal impellers, one of which is made with a mirror-opposite direction of the blade profile, closed by shells along the upper side edges, with the formation of centrifugal channels and contains at least one hollow toroidal collector with an opening along the perimeter of its inner diameter, the width of which is not less than the total height of the blades in the outlet section of the centrifugal channels of the double-flow centrifugal impeller, rigidly and with ensuring tightness attached to the double-flow centrifugal impeller so that the outlet openings of the centrifugal channels are open into the internal cavity of the toroidal collector, wherein openings are made along the perimeter of the outer diameter of the toroidal collector, into which supersonic jet nozzles are installed, wherein the toroidal collector is provided with partitions blocking it in cross-section, rigidly fixed near the beginning of the inlet section of each jet nozzle. Supersonic jet nozzles are installed in a toroidal manifold of a jet turbine tangentially, in a plane perpendicular to the axis of rotation of a two-flow centrifugal impeller (Patent RU 2673431 C2. Method for obtaining mechanical energy, single-flow and two-flow jet turbines and a turbojet installation for its implementation. - IPC:
Недостатком известного технического решения является схема, в данной постановке она может быть применима только как паровая или пневматическая турбина, так как отсутствует система смешения. При этом недостатком данного изобретения является центробежное колесо с лопатками, так как автор патента связал количество сопел и количество каналов центробежного колеса. При этом разделил коллектор, находящийся на периферии перегородками, что при большом количестве лопаток на центробежном колесе, приведет к тому, что реактивные двигатели могут начать перекрывать друг друга, что приведет к необходимости изменить угол расположения реактивных двигателей, что снизит эффективность схемы. При малом количестве лопаток на центробежном колесе его эффективность будет сопоставима с простым каналом.The disadvantage of the known technical solution is the scheme, in this formulation it can be applied only as a steam or pneumatic turbine, since there is no mixing system. At the same time, the disadvantage of this invention is the centrifugal wheel with blades, since the author of the patent linked the number of nozzles and the number of channels of the centrifugal wheel. At the same time, he divided the collector, located on the periphery, with partitions, which with a large number of blades on the centrifugal wheel, will lead to the fact that the jet engines can begin to overlap each other, which will lead to the need to change the angle of the jet engines, which will reduce the efficiency of the scheme. With a small number of blades on the centrifugal wheel, its efficiency will be comparable to a simple channel.
Задачей заявляемого технического решений является замена центробежного колеса с лопатками, а также улучшение подачи и смешения рабочих тела в виде окислителя и горючего в отдельных камерах ракетных двигателей, расположенных на периферии рабочего колеса.The objective of the claimed technical solution is to replace the centrifugal wheel with blades, as well as to improve the supply and mixing of working fluids in the form of an oxidizer and fuel in separate chambers of rocket engines located on the periphery of the working wheel.
Техническими результатом изобретения является получение нового двигателя путем замены центробежного рабочего колеса с лопатками на колесо с каналами, соединенное системой подачи с механизмами повышения давления и ракетным двигателем.The technical result of the invention is the production of a new engine by replacing the centrifugal impeller with blades with a wheel with channels, connected by a feed system to pressure increase mechanisms and a rocket engine.
Указанные технические результаты достигаются тем, что Роторно-реактивная турбина, содержащая вал, установленный на подшипниковых опорах, на котором закреплено, по меньшей мере, одно двухпоточное рабочее колесо содержащие средства зажигания при этом в рабочее колесо поступают рабочие тела в виде окислителя и горючего, согласно предложенному техническому решению,The specified technical results are achieved by the fact that a rotary-jet turbine containing a shaft mounted on bearing supports, on which at least one two-flow working wheel containing ignition means is fixed, wherein working fluids in the form of an oxidizer and a fuel are supplied to the working wheel, according to the proposed technical solution,
рабочие тела в виде окислителя и горючего через механизмы повышения давления попадают как минимум в одно рабочее колесо, которое содержит раздельные каналы связанные входом с системой подачи, а выходом с кольцевыми коллекторами, расположенными на периферии рабочего колеса, где также закреплен как минимум один ракетный двигатель, герметично связанный с кольцевыми коллекторами;working fluids in the form of an oxidizer and fuel enter at least one working wheel through pressure increase mechanisms, which contains separate channels connected by the input to the feed system, and by the output to the annular collectors located on the periphery of the working wheel, where at least one rocket engine is also fixed, hermetically connected to the annular collectors;
каналы рабочего колеса образованы трубками с попарно выполненными проточными каналами, на свободных концах которых закреплены кольцевые коллекторы;the impeller channels are formed by tubes with paired flow channels, at the free ends of which ring collectors are fixed;
каналы рабочего колеса образованы из двух однопоточных труб;the impeller channels are formed from two single-flow pipes;
каналы рабочего колеса образованы набором пластин, связанных между собой разъемными или не разъемными соединениями;the channels of the impeller are formed by a set of plates connected to each other by detachable or non-detachable connections;
каналы рабочего колеса выполнены в одной пластине;the impeller channels are made in one plate;
механизмы повышения давления расположены на одном с рабочим колесом валу;pressure increasing mechanisms are located on the same shaft as the impeller;
механизмы повышения давления расположены отдельно от роторно-реактивной турбины и имеют свой привод;the pressure boosting mechanisms are located separately from the rotary jet turbine and have their own drive;
реактивный двигатель имеет систему охлаждения;the jet engine has a cooling system;
реактивный двигатель имеет жаростойкое теплозащитное покрытие;the jet engine has a heat-resistant thermal protective coating;
реактивный двигатель имеет систему дозирования и смешения;the jet engine has a dosing and mixing system;
имеет систему управления, контроля и безопасности;has a management, control and security system;
на рабочем колесе имеется элемент защиты реактивного двигателя.The impeller has a jet engine protection element.
Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленных двигателей и установки, отсутствуют. Следовательно, заявляемое техническое решений соответствует условию патентоспособности «новизна».The applicant's analysis of the state of the art has established that there are no analogues characterized by sets of features identical to all features of the claimed engines and installation. Consequently, the claimed technical solution meets the patentability requirement of "novelty".
Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипов признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствуют условию патентоспособности «изобретательский уровень».The results of the search for known solutions in this area of technology in order to identify features that coincide with the distinctive features of the claimed technical solution from the prototypes showed that they do not follow explicitly from the state of the art. The level of technology determined by the applicant does not reveal the known influence of the transformations envisaged by the essential features of the claimed technical solution on achieving the specified technical result. Consequently, the claimed technical solution meets the patentability condition of "inventive step".
На фиг.1 показан общий вид роторно-реактивной турбины в разрезе; на фиг.2 - то же, вид с лева.Fig. 1 shows a general view of a rotary-jet turbine in section; Fig. 2 shows the same, view from the left.
Роторно-реактивная турбина (фиг.1, 2) содержит механизм повышающий давление 1, рабочее колесо 2, с каналом 3, соединенными с системами подачи 4, кольцевыми коллекторами 5 и реактивный двигатель 6.The rotary-jet turbine (Fig. 1, 2) contains a pressure-increasing
Роторно-реактивная турбина работает следующим образом (фиг.1, 2).The rotary jet turbine operates as follows (Fig. 1, 2).
В роторно-реактивную турбину работающую на холостых оборотах подаются рабочие тела в виде окислителя и горючего, пройдя через механизмы повышающие давление 1 установленные на одном валу с рабочим колесом 2, попадают в системы подачи 4, после которых по каналам 3 расположенным в рабочем колесе 2 перетекает в кольцевые коллекторы 5. После чего поступают в ракетные двигатели 6, где смешиваются и воспламеняются, при этом создается реактивная струя рабочего тела, кинетической энергии которой достаточно для создания крутящего момента на валу.The rotary jet turbine operating at idle speed is supplied with working fluids in the form of an oxidizer and a fuel, passing through the
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2023/000403 WO2025080155A1 (en) | 2023-10-09 | 2023-12-26 | Power-generating machine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2023125860A RU2023125860A (en) | 2024-01-11 |
| RU2837448C2 true RU2837448C2 (en) | 2025-03-31 |
Family
ID=
Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2184262C2 (en) * | 2000-01-05 | 2002-06-27 | Катаргин Рудольф Клавдиевич | Rotary power plant |
| RU2217601C1 (en) * | 2002-06-04 | 2003-11-27 | ООО "Мидера-К" | Turbogenerator |
| RU2271309C2 (en) * | 2000-12-06 | 2006-03-10 | Вейнберг Вениамин Яковлевич | Helicopter |
| RU2287696C2 (en) * | 2004-12-22 | 2006-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова | Reaction air turbine |
| RU2321755C2 (en) * | 2002-07-17 | 2008-04-10 | Снекма Моторс | Turbine machine with built-in starter-generator |
| RU2345236C2 (en) * | 2006-11-29 | 2009-01-27 | Открытое акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" (ОАО "ГНПП "Регион") | Solid propellant rocket engine for submarine-launched missiles |
| RU2388661C2 (en) * | 2007-01-30 | 2010-05-10 | Испано-Сюиза | Method to control aircraft engine |
| RU94635U1 (en) * | 2009-10-26 | 2010-05-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) | SMALL GAS TURBINE ENGINE |
| WO2016004014A1 (en) * | 2014-06-30 | 2016-01-07 | Robert Kremer | An apparatus, system and method for utilizing thermal energy |
| RU2614946C2 (en) * | 2015-06-23 | 2017-03-31 | Сергей Константинович Королев | Jet-reactive turbine |
| RU2623592C1 (en) * | 2016-06-16 | 2017-06-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Rotary gas turbine engine |
| RU2673431C2 (en) * | 2013-08-05 | 2018-11-26 | Сергей Константинович Исаев | Method for producing mechanical energy, single-flow and double-flow reactive turbines and turbo-reactive installation therefor |
| RU2702317C1 (en) * | 2019-07-01 | 2019-10-07 | Сергей Константинович Исаев | Rotary birotate gas turbine engine |
| RU2718726C1 (en) * | 2018-11-29 | 2020-04-14 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Operating method of pulse-detonation engine in centrifugal force field and device for implementation thereof in jet helicopter |
| RU2742711C2 (en) * | 2018-04-28 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radial birotational active-reactive turbine (variants) |
| RU2745975C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-04-05 | Сергей Константинович Исаев | Rotary detonation gas turbine and the method of detonation combustion in it |
| RU2799263C1 (en) * | 2022-05-30 | 2023-07-04 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Integrated direct-flow air-jet engine |
Patent Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2184262C2 (en) * | 2000-01-05 | 2002-06-27 | Катаргин Рудольф Клавдиевич | Rotary power plant |
| RU2271309C2 (en) * | 2000-12-06 | 2006-03-10 | Вейнберг Вениамин Яковлевич | Helicopter |
| RU2217601C1 (en) * | 2002-06-04 | 2003-11-27 | ООО "Мидера-К" | Turbogenerator |
| RU2321755C2 (en) * | 2002-07-17 | 2008-04-10 | Снекма Моторс | Turbine machine with built-in starter-generator |
| RU2287696C2 (en) * | 2004-12-22 | 2006-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова | Reaction air turbine |
| RU2345236C2 (en) * | 2006-11-29 | 2009-01-27 | Открытое акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" (ОАО "ГНПП "Регион") | Solid propellant rocket engine for submarine-launched missiles |
| RU2388661C2 (en) * | 2007-01-30 | 2010-05-10 | Испано-Сюиза | Method to control aircraft engine |
| RU94635U1 (en) * | 2009-10-26 | 2010-05-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) | SMALL GAS TURBINE ENGINE |
| RU2673431C2 (en) * | 2013-08-05 | 2018-11-26 | Сергей Константинович Исаев | Method for producing mechanical energy, single-flow and double-flow reactive turbines and turbo-reactive installation therefor |
| WO2016004014A1 (en) * | 2014-06-30 | 2016-01-07 | Robert Kremer | An apparatus, system and method for utilizing thermal energy |
| RU2614946C2 (en) * | 2015-06-23 | 2017-03-31 | Сергей Константинович Королев | Jet-reactive turbine |
| RU2623592C1 (en) * | 2016-06-16 | 2017-06-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Rotary gas turbine engine |
| RU2742711C2 (en) * | 2018-04-28 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radial birotational active-reactive turbine (variants) |
| RU2718726C1 (en) * | 2018-11-29 | 2020-04-14 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Operating method of pulse-detonation engine in centrifugal force field and device for implementation thereof in jet helicopter |
| RU2702317C1 (en) * | 2019-07-01 | 2019-10-07 | Сергей Константинович Исаев | Rotary birotate gas turbine engine |
| RU2745975C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-04-05 | Сергей Константинович Исаев | Rotary detonation gas turbine and the method of detonation combustion in it |
| RU2799263C1 (en) * | 2022-05-30 | 2023-07-04 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Integrated direct-flow air-jet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10968824B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US5960625A (en) | Constant volume combustion turbine with plurality flow turbine wheels | |
| US9926843B2 (en) | Compound cycle engine | |
| US9970295B2 (en) | Engine assembly with turbine support casing | |
| CN108884759B (en) | Inlet guide assembly | |
| CN104775900B (en) | Compound cycle engine | |
| KR101092783B1 (en) | Gas turbine | |
| CA2933112C (en) | Compound cycle engine | |
| RU2837448C2 (en) | Rotor-jet turbine | |
| WO2021002773A1 (en) | Birotational rotary gas turbine engine | |
| US9759128B2 (en) | Compound engine assembly with exhaust pipe nozzle | |
| CN114396314B (en) | Supersonic axial flow composite bladeless turbine | |
| CA2933113C (en) | Compound cycle engine | |
| WO2025080155A1 (en) | Power-generating machine | |
| US11401826B2 (en) | Stator structure and gas turbine having the same | |
| RU2623592C1 (en) | Rotary gas turbine engine | |
| US4757682A (en) | Axial flow turbine | |
| RU2828945C1 (en) | Cascade turbojet electric generator | |
| RU2832511C1 (en) | Rotary channel engine | |
| KR20120100676A (en) | Gas turbine | |
| RU2131529C1 (en) | Swirl-chamber turbo engine | |
| CN117211990A (en) | Solid fuel air turbine rocket engine | |
| WO2013089593A1 (en) | Turbo-rotary engine | |
| KR20030067447A (en) | Rotary Fluid Movers |