BG66135B1 - Centrifugal-flow gas turbine engine - Google Patents
Centrifugal-flow gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- BG66135B1 BG66135B1 BG109850A BG10985007A BG66135B1 BG 66135 B1 BG66135 B1 BG 66135B1 BG 109850 A BG109850 A BG 109850A BG 10985007 A BG10985007 A BG 10985007A BG 66135 B1 BG66135 B1 BG 66135B1
- Authority
- BG
- Bulgaria
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbocharger
- housing
- manifold
- drive shaft
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 76
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000009776 industrial production Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Laser Beam Processing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Област на техникатаTechnical field
Изобретението се отнася до газотурбинен цетробежен двигател, който намира приложение като автономен двигател с вътрешно горене за задвижване на различни видове транспортни средства, като автомобили, самолети, кораби, строителни и селскостопански машини и др.The invention relates to a gas turbine centrifugal engine, which is used as a standalone internal combustion engine to drive various types of vehicles, such as cars, planes, ships, construction and agricultural machinery, etc.
Предшестващо състояние на техникатаBACKGROUND OF THE INVENTION
Известна е газотурбинна енергийна инсталация [1] с центростремителен компресор, центробежна турбина и горивна камера. Компресорът и турбината имат поне един или два ротора и всеки ротор има най-малко две центростремителни компресорни стъпала и най-малко две центробежни турбинни стъпала.A gas turbine energy installation [1] with a centrifugal compressor, a centrifugal turbine and a combustion chamber is known. The compressor and the turbine have at least one or two rotors and each rotor has at least two centrifugal compressor steps and at least two centrifugal turbine steps.
Тези компресорни и турбинни стъпала имат съответно перки, ориентирани за въртене на първия ротор в една посока и на втория ротор в обратна посока. Компресорните и турбинните стъпала представляват неделими части от съответните ротори. Компресорните стъпала са симетрично разположени по отношение на първа напречна равнина, разделяща компресора и перпендикулярна на общата ос на въртене на роторите, втора напречна равнина, която минава през и разделя турбината. Същите равнини са успоредни една на друга и с разстояние помежду им, в което е разположена споменатата горивна камера. Компресорните стъпала на първия ротор се зацепват с компресорните стъпала на втория ротор, а турбинните стъпала на първия ротор се зацепват с турбинните стъпала на втория ротор.These compressor and turbine steps have respectively blades oriented to rotate the first rotor in one direction and the second rotor in the opposite direction. The compressor and turbine stages are integral parts of the respective rotors. The compressor steps are symmetrically arranged with respect to a first transverse plane separating the compressor and perpendicular to the common axis of rotation of the rotors, a second transverse plane passing through and separating the turbine. The same planes are parallel to each other and with a distance between them in which said combustion chamber is located. The compressor steps of the first rotor are engaged with the compressor steps of the second rotor, and the turbine steps of the first rotor are engaged with the turbine steps of the second rotor.
Недостатъци на гореописаната газотурбинна енергийна инсталация са, че е със сложна за изпълнение конструкция с ниска надеждност при експлоатация на същата.The disadvantages of the gas turbine power plant described above are that it is a complex to perform construction with low reliability when operating on the same.
Техническа същност на изобретениетоSUMMARY OF THE INVENTION
Задачата на изобретението е да създаде газотурбинен центробежен двигател, който да притежава повишена динамичност при минимален обем и тегло, в резултат на което да се повиши коефициента на полезно действие.It is an object of the invention to provide a gas turbine centrifugal engine that has increased dynamism at a minimum volume and weight, resulting in an increase in the efficiency.
Горепосочената задача се решава с газотурбинен центробежен двигател, който включва корпус с входящ колектор и изходящ колектор, турбокомпресор с водещ вал с компресорни стъпала, газови турбини с турбинни стъпала, горивна камера и силоотвеждащ вал.The above problem is solved with a gas turbine centrifugal engine, which includes a housing with an inlet manifold and an outlet manifold, a turbocharger with a drive shaft with compressor steps, gas turbines with turbine steps, a combustion chamber and a power shaft.
Корпусът се състои от цилиндрична част, конусна част и радиална част. В периферията на радиалната част са оформени изпускателни колектори.The housing consists of a cylindrical part, a conical part and a radial part. Exhaust manifolds are formed in the periphery of the radial part.
В предната част на двигателя, неподвижно към корпуса, е монтиран един направля^щ колектор, към който е прикрепен неподвижно водещия вал.A guide manifold is mounted in front of the engine, fixed to the housing, to which the drive shaft is fixed.
От вътрешната страна на корпуса е монтирана вторична газова турбина. Към нея са монтирани неподвижно първо турбокомпресорно стъпало, второ турбокомпресорно стъпало и трето турбокомпресорно стъпало. Същите са монтирани така, че между първото турбокомпресорно стъпало и второто турбокомпресорно стъпало е поместен втори направляващ колектор, между второто турбокомпресорно стъпало и третото турбокомпресорно стъпало е поместен трети направляващ колектор.A secondary gas turbine was installed on the inside of the housing. A fixed first turbocharger foot, a second turbocharger foot and a third turbocharger foot are mounted thereto. They are mounted so that a second guide manifold is placed between the first turbocharger foot and the second turbocharger foot, a third guide manifold is placed between the second turbocharger foot and the third turbocharger foot.
Всяко от трите турбокомпресорни стъпала, от вътрешната страна, са свързани с водещия вал посредством лагери.Each of the three turbocharger steps on the inside is connected to the drive shaft by means of bearings.
Вторият и третият направляващ колектор са неподвижно прикрепени към водещия вал.The second and third guide manifolds are fixed to the drive shaft.
Вторичната газова турбина се състои от цилиндрична част и конусна част, в периферията на която е монтирано второ газотурбинно стъпало. Вторичната газова турбина в участъка след завихрителя е свързана с диск, в периферията на който е монтирано четвърто газотурбинно стъпало. В централната част на същия диск е изградена пета за лагеруване, която лагерува към пета на корпуса.The secondary gas turbine consists of a cylindrical part and a conical part, in the periphery of which a second gas turbine step is mounted. The secondary gas turbine in the section after the vortex is connected to a disk at the periphery of which a fourth gas turbine step is mounted. In the central part of the same disk is built a bearing heel, which supports the heel of the housing.
От вътрешната страна на вторичната газова турбина е монтирана първична газова турбина, следвайки формата на вторичната газова турбина.A primary gas turbine is installed on the inside of the secondary gas turbine following the shape of the secondary gas turbine.
Към първичната газова турбина е свързано неподвижно четвърто турбокомпресорно стъпало, което от своя страна е свързано с водещия вал, посредством лагер.A fixed fourth turbocharger stage is connected to the primary gas turbine, which in turn is connected to the drive shaft by means of a bearing.
Първичната газова турбина се състои от цилиндрична част и конусна част. В конусната част е монтиран завихрящ колектор. В завихря3The primary gas turbine consists of a cylindrical part and a conical part. A swirling manifold is mounted in the conical part. In a whirlwind3
66135 Bl щия колектор са оформени четири тороидни канали със стесняващо сечение в посока на движението на работния флуид. В краищата на всеки от четирите тороидни канали са монтирани съответно реактивни лавалови дюзи, които оформят първо газотурбинно стъпало.66135 The near collector is formed by four toroidal grooves with a narrowing section in the direction of movement of the working fluid. At each end of each of the four toroidal ducts, respectively, are fitted jet jet nozzles that form the first gas turbine step.
В дъното на двигателя, в периферията на диска на първичната газова турбина е монтирано трето газотурбинно стъпало.At the bottom of the engine, a third gas turbine step is mounted in the periphery of the disc of the primary gas turbine.
Завихрящият колектор е захванат посредством болтове към задния диск на първичната газова турбина. В централната част на диска е монтиран неподвижно силоотвеждащия вал.The swirling manifold is bolted to the rear disc of the primary gas turbine. A power take-off shaft is mounted in the center of the disc.
При едно от вариантните изпълнения на двигателя по дължината на водещия вал са оформени надлъжни канал за гориво, канал за електрозахранване и канал за подаване и връщане на маслото до лагерите.In one embodiment of the engine along the drive shaft, a longitudinal fuel duct, power supply duct and duct for supplying and returning oil to the bearings are formed.
При друго от вариантните изпълнения на двигателя на задния диск на корпуса са изработени канал за подаване на масло към лагера за вторична газова турбина и канал за подаване на масло към лагера за първична газова турбина.In another embodiment of the engine on the rear disk of the housing, a channel for supplying oil to the secondary gas turbine bearing and a channel for supplying oil to the primary gas turbine bearing are constructed.
При друго от вариантните изпълнения на двигателя вторичната газова турбина е свързана с диска, намиращ се между диска на корпуса и диска на първичната газова турбина, посредством съединителни болтове.In another embodiment of the engine, the secondary gas turbine is connected to the disc located between the housing disc and the primary gas turbine disc by means of connecting bolts.
Предимствата на газотурбинния центробежен двигател са, че притежава малък обем и тегло, повишена динамичност, ефективно се използва центробежната сила на отработените газове за увеличаване полезната им работа, използване на четири газотурбинни стъпала, които позволяват да се превърне по-голяма част от кинетичната енергия на газовете в полезна работа, непретенциозност към използваното гориво. Притежава подобрени екологични качества, тъй като е повишена ефективността от изгарянето на газовете при осигурена повишена мощност, както и необходимост от минимални разходи за производствена реализация в промишлени условия. В зависимост от отстоянието на газотурбинния блок от оста на въртене, двигателят има по-високи или по-ниски допустими обороти, като например при радиус 0.15 m и отстояние на газотурбинния блок от оста на въртене, са допустими до 30 000 min1, а при радиус 0.3 m са допустими до 15 000 min'1 за всяка от двете газови турбини.The advantages of a gas turbine centrifugal engine are that it has a small volume and weight, increased dynamism, effectively uses the centrifugal force of the exhaust gases to increase their usefulness, the use of four gas turbine steps that allow to convert most of the kinetic energy of the gases in useful work, unpretentiousness to the used fuel. It has improved environmental performance because it has increased the efficiency of combustion of gases with increased capacity, as well as the need for minimal costs for industrial production in industrial conditions. Depending on the distance of the gas turbine block from the axis of rotation, the engine has higher or lower permissible revolutions, such as at a radius of 0.15 m and distance of the gas turbine block from the axis of rotation, up to 30 000 min 1 are allowed, and at 0.3 m radius are allowed up to 15,000 min ' 1 for each of the two gas turbines.
Пояснение на приложените фигуриExplanation of the annexed figures
На фигура 1 е показан двигателят в надлъжен разрез;Figure 1 shows the longitudinal section of the engine;
на фигура 2 е показан двигателят в напречен разрез по А-А.Figure 2 shows the A-A cross-sectional view of the engine.
Примери за изпълнение на изобретениетоExamples of carrying out the invention
Изобретението се пояснява със следния пример. Както е показано на фигурите двигателят е съставен от корпус 1, състоящ се от цилиндрична част 12, конусна част 13 и радиална частThe invention is illustrated by the following example. As shown in the figures, the engine consists of a housing 1 consisting of a cylindrical part 12, a conical part 13 and a radial part
14, в периферията на която са оформени изпускателни колектори 11, а отзад е затворен с диск14, at the periphery of which the exhaust manifolds 11 are formed, and at the rear is closed by a disk
15, в центъра на който са изградени две пети за лагеруване 16,17. Отпред към корпуса 1 е монтиран първи направляващ колектор 21. В центъра на турбокомпресора 2, аксиално и неподвижно е монтиран водещ вал 3, през който са оформени канал за гориво 31 към горивна камера 51, канал за електрозахранване 33 на горивната камера 51, и канал за подаване и връщане на маслото до лагерите 32.15, in the center of which are built two heels for bearing 16,17. A first guide manifold 21 is mounted in front of the housing 1. In the center of turbocharger 2, a drive shaft 3 is mounted axially and stationarily, through which a fuel channel 31 is formed to a combustion chamber 51, a power supply channel 33 to the combustion chamber 51, and a channel for feeding and returning the oil to the bearings 32.
В корпуса 1 е разположено тялото на вторична газова турбина 4, чиято форма на стените копира с минимален луфт вътрешните стени на корпуса 1. Вторичната газова турбина 4 чрез първо, второ и трето турбокомпресорно стъпало 24, 25 и 26 на турбокомпресор 2, неподвижно свързани за цилиндричната й част, лагерува към водещия вал 3. Между първото, второто и третото турбокомпресорно стъпало 24, 25 и 26 са монтирани неподвижно към водещия вал 3 втори и трети направляващ колектор 22,23. В периферията на конусната част 42 на вторичната газова турбина 4 е монтирано второ газотурбинно стъпало 44 от активно-реактивен тип. Към вторичната газова турбина 4 е монтиран заден диск 47, който има пета за лагеруване 48, чрез която лагерува към петата за лагеруване 16 на корпусаIn the housing 1 is located the body of the secondary gas turbine 4 whose wall shape is copied with minimal clearance by the inner walls of the housing 1. The secondary gas turbine 4 through the first, second and third turbocharger stages 24, 25 and 26 of turbocharger 2, fixedly connected to its cylindrical part, bearing to the drive shaft 3. Between the first, second and third turbocharger stages 24, 25 and 26 are fixed to the drive shaft 3 second and third guide manifold 22,23. In the periphery of the conical portion 42 of the secondary gas turbine 4 is installed a second gas turbine stage 44 of the active-reactive type. A rear disc 47 is fitted to the secondary gas turbine 4, which has a bearing heel 48, through which it rests against the bearing heel 16 of the housing.
1. В периферията на задния диск 47 е монтирано четвърто газотурбинно стъпало 45, което е от активен тип.1. A fourth active turbine stage 45 is mounted in the periphery of the rear disk 47.
Първичната газова турбина 5, разположена в тялото на вторичната газова турбина 4, отпред лагерува към водещия вал 3, чрез регулаторно турбокомпресорно стъпало 27 на осовия турбокомпресор 2, което стъпало 27 е монтирано неподвижно към първичната газова турбина 5. В конусната част 53 е монтиран завихрящ коThe primary gas turbine 5, located in the body of the secondary gas turbine 4, fronts to the drive shaft 3, through a turbocharger regulatory stage 27 of the axial turbocharger 2, which step 27 is mounted fixedly to the primary gas turbine 5. A conical part 53 is mounted co
66135 Bl лектор 58, в чиято периферия е разположено първото газотурбинно стъпало 54. То е от реактивен тип и се състои от четири Лавалови дюзи, периферно скосени и оформени като сопла, разположени в периферията на конусната част 53 на първичната газова турбина 5 и насочени на 90° по тангентата на окръжността на своето въртене.66135 Bl Lecturer 58, in the periphery of which is located the first gas turbine stage 54. It is of the reactive type and consists of four Laval nozzles, peripherally oblique and shaped like nozzles, located in the periphery of the conical part 53 of the primary gas turbine 5 and directed at 90 ° along the tangent of the circle of its rotation.
Чрез съединителни болтове 57 първичната газова турбина 5 е прикрепена към заден диск 60, в центъра на който е разположен силоотвеждащ вал 56. В периферията на задния диск 60 е монтирано трето газотурбинно стъпало 55, което е изпълнено от активно-реактивен тип.Through the connecting bolts 57, the primary gas turbine 5 is attached to a rear disk 60, in the center of which is a power shaft 56. A third gas turbine stage 55 is mounted in the periphery of the rear disk 60, which is of active-reactive type.
Приложение (използване) на изобретениетоApplication (use) of the invention
Двигателят работи по следния начин. Газотурбинният центробежен двигател се пуска в действие първоначално чрез външен пусков мотор, непоказан на фигурите, с който се развърта вторичната газова турбина 4.The engine works as follows. The gas turbine centrifugal engine is initially started by means of an external starting motor not shown in the figures, by which the secondary gas turbine is deployed 4.
След създаване на необходимото налягане на работното тяло в конусната част на горивната камера 51 на първичната газова турбина 5, се подават през надлъжните канали 31 необходимото гориво и електрозахранване за запалване на двигателя. С възпламеняването на горивото се увеличават температурата, обема и налягането на газовете и след като са завъртени от завихрящ колектор 58 тези газове увеличават допълнително налягането в първото газотурбинно стъпало 54, което е от реактивен тип, като същевременно намаляват налягането пред завихрящия колектор 58, с което облекчават работата на осовия турбокомпресор 2. Сумарното налягане атакува първото газотурбинно стъпало 54, което е от реактивен тип, и което е част от първичната газова турбина 5.After creating the necessary pressure of the working fluid in the conical part of the combustion chamber 51 of the primary gas turbine 5, the necessary fuel and power supply for starting the engine are fed through the longitudinal channels 31. The combustion of the fuel increases the temperature, volume and pressure of the gases and, after being rotated by a vortex manifold 58, these gases further increase the pressure in the first gas turbine stage 54, which is of the reactive type, while reducing the pressure in front of the vortex manifold 58, thereby facilitate the operation of the axial turbocharger 2. The total pressure attacks the first gas turbine stage 54, which is of the reactive type, and which is part of the primary gas turbine 5.
След като газовете са превъртели първото газотурбинно стъпало 53 обратно на посоката на своето изтичане и са отдали част от своята кинетична енергия под ъгъл от 30° атакуват второто газотурбинно стъпало 44, което е от активно-реактивен тип и монтирано в периферията на конусната част 42 на вторичната газова турбина 4, което обръща посоката им на 180°. След като тези газове са завъртели второто газотурбинно стъпало 44 обратно на посоката на своето изтичане и са отдали част от кинетичната си енергия, под ъгъл от 30° атакуват третото газотурбинно стъ пало 55, което е от активно-реактивен тип. Третото газотурбинно стъпало 55 обръща посоката на газовете на 180° и след като са го завъртели обратно на посоката на своето изтичане, отдали са част от кинетичната си енергия, под ъгъл от 30° атакуват четвърто газотурбинно стъпало 45, което е от активен тип. Четвъртото газотурбинно стъпало 45 обръща посоката на газовете на 180°, които след като са го завъртели в обратна посока на своето изтичане и са отдали част от кинетичната си енергия, напускат двигателя през изпускателните изходящи колектори 11 на корпуса 1.After the gases have turned the first gas turbine step 53 in the opposite direction of their flow, and have released some of their kinetic energy at an angle of 30 °, they attack the second gas turbine step 44, which is of active-reactive type and mounted in the periphery of the cone portion 42. the secondary gas turbine 4, which reverses them 180 °. After these gases have rotated the second gas turbine step 44 in the opposite direction of their flow and have released some of their kinetic energy, they attack at the angle of 30 ° the third gas turbine foot 55, which is of the active-reactive type. The third gas turbine stage 55 reverses the direction of the gases 180 °, and after rotating it back to its direction of discharge, they give off some of their kinetic energy, at an angle of 30 ° they attack the fourth gas turbine step 45, which is of the active type. The fourth gas turbine stage 45 reverses the direction of the gases by 180 °, which, after rotating it in the opposite direction of their leakage and releasing some of their kinetic energy, exits the engine through the exhaust outlet manifolds 11 of the housing 1.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| BG109850A BG66135B1 (en) | 2007-03-30 | 2007-03-30 | Centrifugal-flow gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| BG109850A BG66135B1 (en) | 2007-03-30 | 2007-03-30 | Centrifugal-flow gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BG109850A BG109850A (en) | 2008-09-30 |
| BG66135B1 true BG66135B1 (en) | 2011-06-30 |
Family
ID=39967372
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BG109850A BG66135B1 (en) | 2007-03-30 | 2007-03-30 | Centrifugal-flow gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| BG (1) | BG66135B1 (en) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3052096A (en) * | 1958-09-08 | 1962-09-04 | Vladimir H Pavlecka | Gas turbine power plant having centripetal flow compressors and centrifugal flow turbines |
-
2007
- 2007-03-30 BG BG109850A patent/BG66135B1/en unknown
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3052096A (en) * | 1958-09-08 | 1962-09-04 | Vladimir H Pavlecka | Gas turbine power plant having centripetal flow compressors and centrifugal flow turbines |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BG109850A (en) | 2008-09-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11541340B2 (en) | Inducer assembly for a turbine engine | |
| US9915176B2 (en) | Shroud assembly for turbine engine | |
| US8065881B2 (en) | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine | |
| CN103161608B (en) | Single rotor minitype turbofan engine adopting axial flow oblique flow serial composite compressing system | |
| US10975731B2 (en) | Turbine engine, components, and methods of cooling same | |
| US7334990B2 (en) | Supersonic compressor | |
| KR20140099206A (en) | Axial turbine with meridionally divided turbine housing | |
| EP2554793B1 (en) | Inter-turbine ducts with guide vanes of a gas turbine engine | |
| US11918943B2 (en) | Inducer assembly for a turbine engine | |
| KR20140099200A (en) | Axial turbine with sector-divided turbine housing | |
| CN104775900B (en) | Compound cycle engine | |
| KR101092783B1 (en) | Gas turbine | |
| EP3739181B1 (en) | Radial inflow type turbine and turbocharger | |
| WO2004099588A2 (en) | Supersonic compressor | |
| JP6612369B2 (en) | Device for gearbox with multiple discharge ports | |
| CA2933364C (en) | Advanced distributed engine architecture-design alternative | |
| BG66135B1 (en) | Centrifugal-flow gas turbine engine | |
| CN112096460B (en) | Radial-flow type turboexpander structure | |
| JP5922685B2 (en) | Exhaust turbine device, supercharger and exhaust energy recovery device | |
| CN108005912A (en) | A kind of high back pressure big flow highway turbine pump | |
| RU181041U1 (en) | POWER TURBINE WITH TWO-STAGE ROTOR | |
| CN115506916B (en) | Double-drive turbofan engine with contra-rotating blade tips | |
| KR20120100676A (en) | Gas turbine | |
| CN116457560A (en) | Aviation propulsion system with improved propulsion efficiency | |
| EA016275B1 (en) | Engine converting rotary gas stream into tractive force |