Tak się składa, że sekunduje Ukrainie w walce goliatem, który zdziwiony jest odwaga i determinacją narodu ukraińskiego. Rosja marzy o wchłonięciu Ukrainy bo to kraj o wielkim potencjale intelektualnym i technicznym, który w czasach ZSRR był kuźnią rozwoju techniki rakietowej i lotniczej, że nie wspomnę o historycznej fabryce czołgów T-34 w Charkowie. Ukraina broni się dzięki pomocy Zachodu, ale rozwija również swój potencjał obronny, inwestując w rozwój produkcji całej gamy dronów oraz skrzydlatych rakiet, których ważnym elementem są silniki odrzutowe wersji mini. Ostatni odnotowałem sfinalizowanie współpracy w tej dziedzinie pomiedzy firmą Ivchenko-Progress SE i firma czeską PBS První brněnská strojírna Velká Bíteš, co zostało odnotowane w informacjach z Ukrainy. https://kresy.pl/wydarzenia/ukraina-i-czechy-koncza-prace-nad-silnikiem-odrzutowym-do-dronow/
AI-PBS-350, wspólny projekt Ivchenko-Progress SE i PBS, jest najnowszym silnikiem w swojej klasie ciągu. Jest on specjalnie zoptymalizowany do użytku w systemach UAV o pojedynczej misji. Jest to kompaktowy silnik z czterostopniową sprężarką osiową i jednostopniową turbiną osiową. AI-PBS-350 staje się najmocniejszym silnikiem produkowanym przez PBS, Czechy, UE, zaufanego dostawcę produktów lotniczych.
Fachowcy z branży zauważają, że pomimo tego, że AI-PBS 350 PBS-Leaflet-AI-PBS-350_24_07 jest uważany za największy silnik, jaki kiedykolwiek wyprodukował czeski producent, w rzeczywistości jest to nadal niewielki silnik turboodrzutowy o wadze 51 kg, przeznaczony do pocisków manewrujących i dronów odrzutowych. Zapewnia ciąg 3400 N, a więc naprawdę wysokiej jakości stosunek ciągu do masy i szereg dodatkowych funkcji, takich jak stosunkowo krótkie opóźnienie 6 sekund przed przejściem w tryb przelotowy, start wspomagany jest nabojem pirotechnicznym dla rozkręcanie turbiny za pomocą napływającego powietrza.
US5528903 SMALL GAS TURBINE Schneider-Sanchez Gmbh, Kurt Schreckl-ing, Data patentu: 25.06.1996. Przedmiotem wynalazku jest mała turbina gazowa, w szczególności do napędzania modeli samolotów, wyposażona w obudowę o symetrii obrotowej, wirnik sprężarki na wlocie paliwa do obudowy, komorę spalania umieszczoną wewnątrz obudowy oraz wirnik turbiny z nieruchomym pierścieniem łopatek kierujących umieszczonym na wylocie spalin z obudowy, przy czym wirnik turbiny napędza wirnik sprężarki za pośrednictwem wału umieszczonego w tunelu wału przechodzącym przez komorę spalania, przy czym tunel otoczony jest śrubową rurą doprowadzającą i odparowującą paliwo umieszczoną wewnątrz komory spalania i doprowadzającą do niej paliwo za pomocą dysz.
Fig.1 przedstawia przekrój osiowy małej turbiny gazowej zgodnie z wynalazkiem; Fig.2 i 3 przedstawiają schematycznie strukturę strumieni w kolektorze pierścieniowym; Fig.4 i 5 przedstawiają strukturę klap powietrza w ścianie zewnętrznej komory spalania; Figs.6 i 7 przedstawiają strukturę otworów wlotowych powietrza do spalania w wewnętrznej ścianie komory spalania po stronie wlotowej; Fig.8 i 9 przedstawiają strukturę szczelin powietrznych w przedniej ścianie komory spalania; Fig.10 przedstawia zwężenia w przewodzie doprowadzającym paliwo i rurze odparowującej.
Mała turbina gazowa przedstawiona na Fig.1 znalazła zastosowanie do napędu modeli samolotów i obejmuje obrotowo symetryczną obudowę 3, wirnik sprężarki 1, 2 w wlocie paliwa do obudowy, komorę spalania 15-17 umieszczoną wewnątrz obudowy i wirnik turbiny 5 w wylocie spalin z obudowy. Stacjonarny pierścień łopatek kierowniczych 4 jest umieszczony przed wirnikiem turbiny 5. Wirnik turbiny 5 napędza wirnik sprężarki 1, 2 za pomocą wału, który umieszczony jest w tunelu wału 8 przechodzącym przez komorę spalania 15-17. Tunel szybowy 8 otoczony jest śrubową rurą doprowadzającą i odparowującą paliwo 22, 23 umieszczoną wewnątrz komory spalania, która zasilana jest za pomocą dysz 24.
Komora spalania 15-17 składa się z cylindrycznej ściany zewnętrznej 15, ściany wewnętrznej w kształcie ściętego stożka 16 i okrągłej ściany przedniej 17. Wewnętrzna ściana 16 komory spalania otacza tunel szybu 8 i wyposażona jest w otwory wlotowe powietrza do spalania 19-21. Podstawa stożka ściany wewnętrznej 16 komory spalania zwrócona jest w stronę wirnika sprężarki 1, 2 i połączona jest ze ścianą zewnętrzną 15 komory spalania za pośrednictwem ściany przedniej 17 komory spalania.
Wylotowa strona wewnętrznej ściany 16 komory spalania wchodzi w cylindryczny element przepływowy 6, 7, tworząc między nimi pierścieniową szczelinę. Element przepływowy w kształcie walca 6, 7 umieszczony jest z kolei w środkowym otworze pierścienia łopatkowego 4, tworząc szczelinę pierścieniową i jest podparty przez tunel wału 8. Drugi koniec tunelu wału 8 zamocowany jest do obudowy 3 pomiędzy wirnikiem sprężarki 1, 2, a przednią ścianą 17 komory spalania.
Średnica wewnętrznej ściany 16 komory spalania u podstawy stożka jest równa 0,7 średnicy zewnętrznej ściany 15 komory spalania. Szerokość szczeliny pierścieniowej pomiędzy elementem przepływowym 6, 7 a pierścieniem prowadzącym 4 po stronie turbiny wynosi około 0,05-0,1 mm. Koniec tunelu wału 8 po stronie wlotowej jest zamocowany do obudowy 3 za pomocą co najmniej trzech rozpórek 10, które rozciągają się promieniowo pomiędzy wirnikiem sprężarki 1, 2 a przednią ścianą 17 komory spalania. Komora spalania 15-17 jest dociskana poprzez swoją ścianę zewnętrzną 15 po stronie wylotowej do ściany wewnętrznej obudowy 3, zwężającej się w kierunku wylotu cieczy, za pomocą co najmniej dwóch sprężyn ściskających 18, które działają pomiędzy pierścieniem łopatki kierującej 13 po stronie wlotowej, a ścianą przednią 17 komory spalania.
Montaż elementu przepływowego 6, 7 na końcu tunelu wału 8 jest taki, że powstaje zasadniczo pierścieniowa szczelina przepływu powietrza, która jest wyrównana ze szczeliną pierścieniową pomiędzy tunelem wału 8 a końcem wewnętrznej ściany 16 komory spalania po stronie wylotowej. Szerokość szczeliny przepływu powietrza pomiędzy elementem przepływowym 6, 7 a tunelem wału 8 wynosi około 0,25-0,5 mm. Gorący koniec przewodu doprowadzającego i odparowującego paliwo 22, 23 jest wygięty do tyłu w kierunku przedniej ściany 17 komory spalania i rozciąga się wzdłuż odcinka brzegowego pomiędzy przednią ścianą 17, a wewnętrzną ścianą 16 komory spalania w postaci pierścieniowego kolektora 23 wyposażonego w dysze 24. W przekroju poprzecznym część brzegowa ma kształt półkolisty. Przekrój poprzeczny przewodu doprowadzającego i odparowującego paliwo 23, 24 zwężony jest przewężeniami 26 rozmieszczonymi co 1-2 cm. Alternatywnie, do rurki doprowadzającej i odparowującej paliwo 22, 23 można włożyć metalowy łańcuch kulkowy, którego średnica kulek jest nieco mniejsza od średnicy wewnętrznej rurki doprowadzającej i odparowującej paliwo.
Przednia ściana 17 komory spalania zaopatrzona jest w promieniowe szczeliny wlotu powietrza 25, których kierunek wzdłużny przebiega kątowo względem osi obudowy. Brzegi otworów wlotowych powietrza do spalania 19 wewnętrznej ściany 16 komory spalania, które znajdują się w pobliżu podstawy stożka, zostały podważone na powierzchni stożka w taki sposób, że otwory wlotowe są skierowane pod kątem w stosunku do kierunku promieniowego. Zewnętrzna ściana 15 komory spalania wyposażona jest ponadto w regulowane klapy powietrza. Regulacja klap odbywa się poprzez ich mniejsze lub większe wygięcie w kierunku komory spalania. Wirnik sprężarki 1, 2 spręża w kierunku promieniowym, wyposażony jest w pierścień osłonowy 1, a jego łopatki 2 są odchylone w kierunku wylotowym. Wysokość łopatek na wlocie wirnika sprężarki 1, 2 jest co najmniej 1,5 razy większa od wysokości łopatek na wylocie.
EP3246628A1 SMALL TURBINE ENGINE WITH AN IGNITION SYSTEM, První brněnská strojírna Velká Bíteš Data aplikacji: 19.05.2016. Przedmiotem aplikacji jest mały silnik turbinowy z układem zapłonowym obejmującym komorę spalania podłączoną do układu zasilania mieszanką paliwowo-powietrzną, przy czym komora spalania wyposażona jest w układ zapłonowy ze świecą żarową. Aby uruchomić małe silniki turbinowe, stosowane jest podgrzewanie przestrzeni komory spalania, wykorzystywane do zapłonu głównego paliwa za pomocą paliwa gazowego, podawanego przez oddzielny kolektor z naczynia ciśnieniowego przez zawór rozrusznika. Przed zakończeniem podgrzewania główne paliwo jest podawane do rur parownika wewnątrz komory spalania, która kontynuuje spalanie samoistnie, a podawanie paliwa gazowego rozruchowego zostaje przerwane. Drugim rozwiązaniem jest bezpośredni zapłon głównego paliwa za pomocą ceramicznej świecy żarowej, w której główne paliwo podawane jest do świecy przewodem odgałęzionym z głównego kolektora paliwowego poprzez zawór rozrusznika.
Wadą znanych systemów rozruchu silników turbinowych, zwłaszcza małych silników turbinowych, jest konieczność stosowania dwóch rodzajów paliwa w przypadku wariantu gazu pomocniczego. W przypadku układu świecy ceramicznej zapłon paliwa jest zawodny lub wręcz niemożliwy w temperaturach poniżej punktu zamarzania i przy wyższych prędkościach lotu. Ponadto przy obu wariantach rozruchu silnik potrzebuje stosunkowo dużo czasu, aby osiągnąć tryb pracy. Celem wynalazku jest osiągnięcie małego silnika turbinowego z układem zapłonowym, którego zasada działania polega na tym, że komora spalania jest wyposażona w co najmniej jedną dyszę obejściową o kącie rozpylenia paliwa w zakresie od 60° do 110° oraz w świecę zapłonową, przy czym dysza obejściowa jest połączona poprzez pompę rozruchową z dopływem paliwa do silnika. Wynalazek znacznie rozszerza możliwości uruchamiania małych silników turbinowych pod względem prędkości lotu, niskich lub ujemnych temperatur otoczenia i wysokości oraz umożliwia uruchamianie silników w dowolnym położeniu względem ziemi. Dysza obejściowa rozruchowa o dużym kącie rozpylania zapewnia spalanie mieszanki paliwowo-powietrznej w dużej części komory spalania zarówno w kierunku wzdłużnym, jak i obwodowym, a tym samym umożliwia szybki i efektywny rozruch silnika w tryb pracy, na przykład w przypadku silnika z rurkami parownikowymi zapewnia szybkie nagrzewanie rurek parowników przed otwarciem głównego dopływu paliwa.
https://mil.in.ua/en/news/the-czech-republic-and-ukraine-will-jointly-develop-the-ai-pbs-350-engine/
Wynalazek jest schematycznie przedstawiony na rysunku, gdzie: Fig.1 przedstawia widok przekroju poprzecznego małego silnika turbinowego z układem zapłonowym według wynalazku, a Fig.2 przedstawia układ układu paliwowego małego silnika turbinowego według wynalazku. Wynalazek zostanie opisany z odniesieniem do przykładowego wykonania małego silnika turbinowego z pierścieniową komorą spalania 1. Komora spalania 1 obejmuje zewnętrzną powłokę 5, wewnętrzną powłokę 4 i przód 6. Wewnątrz komory spalania 1 rury odparowujące paliwo 7 są rozmieszczone wzdłuż obwodu komory spalania 1. W zilustrowanym wykonaniu rury odparowujące paliwo 7 są zamontowane tylnymi końcami, w kierunku od lewej do prawej, w pierścieniowym nośniku 8. Wylot spalin z komory spalania 1 jest połączony przez koło rozdzielcze turbiny 9 i łopatki turbiny 10, które stanowią część wylotową silnika i które są obrotowo zamontowane w znany sposób na konstrukcji silnika.
Główne paliwo jest podawane do komory spalania 1 z kolektora 11 poprzez rurki kapilarne 12 do rurek parownika 7, poprzez które powietrze jest dostarczane do przestrzeni wewnętrznej komory spalania 1 w znany sposób z dyfuzora osiowego 14. Powietrze wpływa do komory spalania 1 również poprzez otwory w ściankach komory spalania 1. Sprężarka powietrza 13 jest obrotowo zamontowana na wlocie do silnika, dzięki czemu powietrze, po przejściu przez sprężarkę 13, wpływa do przestrzeni silnika z komorą spalania 1 poprzez dyfuzor osiowy 14. Sprężarka 13 jest sprzężona z nieprzedstawionym urządzeniem rozruchowym, np. silnikiem elektrycznym.
Komora spalania 1 jest wyposażona w co najmniej jedną dyszę obejściową 2 i jest od niej oddzielona co najmniej jedną świecą żarową 3. Zarówno dysza obejściowa 2, jak i świeca żarowa 3 są najlepiej usytuowane w obszarze przestrzeni wewnętrznej komory spalania 1, do której prowadzą rury parownika 7. W zilustrowanym przykładzie wykonania zarówno dysza obejściowa 2, jak i świeca żarowa 3 są usytuowane z przodu 6 komory spalania 1, lub dysza obejściowa 2 jest umieszczona na pochyłej powierzchni przodu 6 komory spalania 1 lub w innej odpowiedniej części komory spalania 1 przy wejściu rur parownika 7 do komory spalania 1 .
Dysza obejściowa rozrusznika 2 jest ze swoim wlotem połączonym z przewodem doprowadzającym paliwo 15, przez co jest połączona z obwodem ssania pompy rozruchowej 24 ze swoim wylotem obejściowym za pomocą rury obejściowej 16. Dysza obejściowa rozrusznika 2 jest ułożona w taki sposób, że większość ilości paliwa dostarczanego za pomocą przewodu doprowadzającego paliwo 15 powraca przez rurę obejściową 16 do obwodu ssania pompy rozruchowej 24. Mniejsza część paliwa jest dostarczana za pomocą dyszy obejściowej rozrusznika 2, która ma kąt rozpylania paliwa w zakresie od 60° do 110°, idealnie 90°, która jast wtryskiwana do komory spalania 1, gdzie powstaje prawidłowo rozpylone paliwo. Ilość wtryskiwanego paliwa jest określana przez ustawienie głównej pompy paliwowej 21, która dozuje paliwo do silnika, a zatem również do pompy paliwowej rozruchowej 24.
Ceramiczna świeca żarowa 3, która zapala mieszankę paliwowo-powietrzną, jest zamontowana w korpusie komory spalania 1 , w przedstawionym przykładzie wykonania za pomocą obudowy chłodzącej 17 z otworem 18 usytuowanym przed komorą spalania, tak aby powietrze z dyfuzora osiowego 14 przepływało przez ten otwór 18 w celu zapewnienia chłodzenia świecy żarowej 3. Najlepiej, aby ceramiczna świeca żarowa 3 była mieszczona w taki sposób, aby krople paliwa z dyszy obejściowej rozruchowej 2 spadały na nią.
Do silnika przyporządkowany jest zbiornik paliwa 25, połączony z główną pompą paliwa 21, z której paliwo jest dalej podawane przez filtr paliwa 26, za którym kolektor paliwowy dzieli się na odgałęzienie paliwa początkowego podłączone przez zawór elektromagnetyczny rozruchu 22 i odgałęzienie paliwa roboczego podłączone przez zawór elektromagnetyczny roboczy 23.
Za zaworem elektromagnetycznym rozruchu 22 paliwo jest podawane do wlotu pompy rozruchowej 24, której wylot jest połączony za pomocą przewodu doprowadzającego paliwo 15 z wlotem dyszy obejściowej rozruchu 2. Wylot dyszy obejściowej jest połączony 2 za pomocą przewodu obejściowego 16 z odgałęzieniem paliwa rozruchowego pomiędzy zaworem elektromagnetycznym rozruchu 22 a pompą rozruchową 24, tj. jest on połączony z króćcem ssącym pompy rozruchowej 24. Odgałęzienie paliwa roboczego prowadzi poza zawór elektromagnetyczny roboczy 23 do kolektora 11 i dalej do rurek kapilarnych 12 i do rurek parownika 7 w komorze spalania 1. Paliwo jest dostarczane przez ten kolektor z pompy głównej 21 do rurek parownika 7 i do komory spalania 1 .
Mały silnik turbinowy z układem zapłonowym jest eksploatowany w taki sposób, że po uruchomieniu silnika najpierw sprężarka 13 zaczyna się obracać, wtłaczając w ten sposób powietrze do silnika. Paliwo jest wtryskiwane za pomocą dyszy obejściowej rozrusznika 2 do przodu komory spalania 1, gdzie jest mieszane z powietrzem przechodzącym przez otwory w ścianach komory spalania 1 i przez rurki parownika 7. Mieszanka jest zapalana za pomocą ceramicznej świecy żarowej 3, przez co więcej paliwa jest wtryskiwane za pomocą dyszy obejściowej rozrusznika 2 . Dzięki właściwie rozpylonemu paliwu, co jest możliwe zwłaszcza dzięki dużemu kątowi rozpylenia paliwa i niskiemu ciśnieniu rozpylenia paliwa, duża objętość komory spalania jest przystosowana do rozpyleniu paliwa 1 zarówno w kierunku wzdłużnym, jak i obwodowym, co prowadzi do szybkiego podgrzewania wstępnego rurek parownika 7, dzięki czemu możliwe jest wcześniejsze otwieranie i zamykanie dopływu paliwa do rurek parownika 7 w porównaniu ze stanem techniki. Po osiągnięciu żądanych parametrów pracy silnika, np. ustawionego limitu obrotów, zawór elektromagnetyczny rozruchu 22 zostaje zamknięty, a pompa rozruchowa 24, świeca żarowa 3 i dysza obejściowa rozrusznika 2 zostają odłączone, a paliwo jest odtąd podawane do silnika tylko za pomocą zaworu elektromagnetycznego roboczego 23 przez kolektor 11 i rurki kapilarne 12 do rurek parownika 7 .
RU2805397C1 Малоразмерный газотурбинный двигатель, Малоразмерный газотурбинный двигатель, „Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева – КАИ”, Халиулин Руслан Рафаэлевич et al. Data aplikacji: 16.10.2023. Wynalazek dotyczy dziedziny budowy silników, a w szczególności małych silników turbinowych gazowych o wysokosprawnych wskaźnikach energetycznych. Mały silnik składa się z urządzenia dolotowego, sprężarki odśrodkowej, komory spalania, turbiny, dyszy strumieniowej, układu zasilania paliwem, chłodzenia i smarowania. W silniku, powietrze pod wysokim ciśnieniem ze sprężarki dostarczane jest w celu schłodzenia ścian płomienicy komory spalania, a następnie, ogrzane przez odprowadzenie ciepła ze ścian, przedostaje się do komory spalania poprzez kanały w kształcie konfuzera (kanał o równomiernie zmniejszającym się przekroju, w którym wzrasta prędkość przepływu płynu (a zatem i energia kinet.) wskutek zmniejszania się jego ciśnienia) wykonane na ściankach płomienicy w przedniej części komory spalania, powodując powstanie dwóch stref recyrkulacji: strefy pierwotnej i strefy dopalania. Pasy otworów doprowadzających opary paliwa umieszczone są na ściankach przewodów paliwowych i rozmieszczone są w strefie pierwotnej i strefie dopalania. Mieszanka paliwowo-powietrzna powstaje w wyniku zmieszania par paliwa z podgrzanym powietrzem, które oddaje ciepło ściankom rury spalania. Taka konstrukcja komory spalania pozwala na zwiększenie efektywności spalania, a co za tym idzie uzyskanie maksymalnej dopuszczalnej temperatury (energii) niezbędnej do wytworzenia ciągu w samolocie, a także na poprawę parametrów ekologicznych silnika.
Fig.1-obwód MGTD ( малоразмерного газотурбинного двигателя): 1 – urządzenie wejściowe; 2 – wirnik sprężarki odśrodkowej; 3 – kanał łopatek dyfuzora sprężarki odśrodkowej; 4 – wał; 5 – rura płomieniowa komory spalania; 6 – kolektor paliwowy z rurkami (odparowanie); 7 – aparat z dyszą turbinową; 8 – wirnik turbiny; 9 – dysza wyjściowa.
Cechą charakterystyczną propono-wanego MGTE jest konstrukcja komory spalania o konstrukcji dwustrefowej z osobnym doprowadzeniem paliwa i powietrza do strefy pierwotnej 12 i strefy dopalania 16, Fig.2. W proponowanym silniku paliwo dostarczane jest dwuetapowo poprzez dwa rzędy otworów 14 i 17 rozmieszczone na obwodzie przewodów paliwowych z kolektora paliwowego 18. Ponadto jeden rząd otworów 11 znajduje się w strefie pierwotnej 12 pomiędzy głowicą komory spalania oraz pierwszy rząd otworów nawiewnych 14. Drugi rząd otworów 15 znajduje się na odcinku przechodzącym przez pierwszy pas otworów nawiewnych powietrze 14. Powietrze ze sprężarki wchodzi przez płytę pętlową 13, co nadaje jej odwrotny kierunek wzdłuż wewnętrznej ściany, chłodząc ją przed nagrzaniem. Część powietrza przedostaje się przez szczeliny 10 mieszacza znajdujące się w górnej części płomienicy komory spalania, tworząc pierwotną strefę przepływu cyrkulacyjnego i bierze udział w tworzeniu mieszanki paliwowo-powietrznej do spalania. Niespalona część paliwa przedostaje się ze strefy pierwotnej 12 do strefy dopalania 16, gdzie część powietrza przedostaje się przez otwory 14 i rozrzedza produkty spalania opuszczając strefę pierwotną do dalszego spalania. Takie doprowadzenie paliwa do płomienicy zapewnia optymalny (α → 1,0, gdzie α jest współczynnikiem nadmiaru powietrza) skład mieszanki paliwowo-powietrznej do spalania zarówno w strefie pierwotnej 12, jak i w strefie dopalania 16 za pierwszym pasem otworów oraz brak stref nadmiernie wzbogaconych paliwem, co pozwala na pełne i najszybsze spalanie w strefie spalania.
RU222836U1 Малоразмерный газотурбинный двигатель со смазкой подшипников топливом, „Уральский завод гражданской авиации”, Медведев Илья Борисович et al. Data publikacji: 19.01.2024. Wzór użytkowy dotyczy dziedziny budowy silników lotniczych, w szczególności małych silników turbinowych z układem smarowania i chłodzenia łożysk. Problemem technicznym, którego rozwiązanie daje wykorzystanie proponowanego wzoru użytkowego, jest możliwość dalszego wykorzystania paliwa odpadowego do smarowania i chłodzenia łożysk małogabarytowego silnika turbiny gazowej. Rezultatem technicznym, który ma zostać osiągnięty dzięki proponowanemu modelowi użytkowemu, jest stworzenie silnika turbinowego gazowego wykorzystującego paliwo jako środek smarny i chłodzący łożyska, poprzez uproszczenie układu smarowania silnika z późniejszym dopalaniem paliwa w dopalaczu, co spowoduje zwiększenie ciągu silnika, poprawę jego sprawności i zwiększenie prędkości lotu samolotu. Mały silnik turbinowy gazowy z łożyskami smarowanymi paliwem, składający się ze sprężarki, turbiny i komory spalania; sprężarka i turbina mają wspólny wał wirnika, podparty przednią podporą z łożyskiem i tylną podporą z łożyskiem; podpory posiadają kanały doprowadzające paliwo; komora spalania umieszczona jest pomiędzy sprężarką a turbiną i zawiera wirującą dyszę, charakteryzująca się tym, że zawiera komorę dopalania, zainstalowaną za wałem wirnika i wirującą dyszą; Wał wirnika jest pusty, z otworami służącymi do usuwania paliwa z przedniego i tylnego wspornika do obracającej się dyszy.
W opisanym projekcie mały silnik turbiny gazowej zawiera sprężarkę, turbinę i komorę spalania. Wirnik turbosprężarki jest podtrzymywany przez przednie łożysko sprężarki i tylne łożysko turbiny. Układ paliwowy składa się ze zbiornika z mieszanką opałową i olejową oraz przewodu doprowadzającego mieszankę opałową do komory spalania. Układ smarowania i chłodzenia łożysk składa się z przewodu dolotowego powietrza ze sprężarki, przewodu doprowadzającego mieszankę paliwowo-olejową, miksera, przewodu doprowadzającego płyn roboczy do łożysk oraz przewodu służącego do usuwania zużytego płynu roboczego z łożysk. Przewód wyciągowy powietrza ze sprężarki wykonany jest w postaci kolektora pierścieniowego, który przykrywa środkową część korpusu sprężarki nad wirnikiem. Kolektor pierścieniowy połączony jest z mieszalnikiem, który zapewnia wymieszanie mieszanki paliwowo-olejowej z powietrzem (powstanie czynnika roboczego). Część przepływowa sprężarki połączona jest z kolektorem pierścieniowym za pomocą otworów w korpusie sprężarki, które mają postać kilku rowków równomiernie rozmieszczonych na obwodzie, przy czym rowki są nachylone do osi silnika w kierunku obrotu wirnika pod kątem zgodnym z kierunkiem przepływu powietrza w punkcie, w którym powietrze jest pobierane ze sprężarki. Mieszalnik w tym przypadku wykonany jest w formie trójnika, posiada kanał wlotowy do podawania mieszanki paliwowo-olejowej, kanał wlotowy do podawania powietrza, komorę mieszającą oraz kanał wylotowy do podawania czynnika roboczego do łożysk wirnika, przy czym łożyska w podporach wirnika osadzone są ze wstępnym naprężeniem zapewnionym przez sprężynę umieszczoną w podporze turbiny, a przewód wylotowy czynnika roboczego z łożysk wykonany jest w postaci dwóch przewodów: przewodu wylotowego czynnika roboczego z łożyska przedniego do komory przed wirnikiem sprężarki oraz przewodu wylotowego czynnika roboczego z łożyska tylnego do kanału centralnego dyszy strumieniowej.
Problemem technicznym, którego rozwiązanie daje wykorzystanie proponowanego wzoru użytkowego, jest możliwość dalszego wykorzystania paliwa odpadowego do smarowania i chłodzenia łożysk małogabarytowego silnika turbiny gazowej. W znanych rozwiązaniach problem ten rozwiązuje się albo poprzez stworzenie układu przygotowania i wykorzystania paliwa, co zwiększa masę i komplikuje konstrukcję, albo poprzez zrzucanie paliwa do dyszy wylotowej silnika, co pogarsza wydajność paliwową.
Rezultatem technicznym, który ma zostać osiągnięty dzięki proponowanemu modelowi użytkowemu, jest stworzenie silnika turbinowego gazowego wykorzystującego paliwo jako środek smarny i chłodzący łożyska, poprzez uproszczenie układu smarowania silnika z późniejszym dopalaniem paliwa w dopalaczu, co spowoduje zwiększenie ciągu silnika, poprawę jego sprawności i zwiększenie prędkości lotu samolotu. Aby uzyskać określony efekt techniczny, silnik turbiny gazowej małej wielkości z łożyskami smarowanymi paliwem zawiera sprężarkę, turbinę i komorę spalania. Sprężarka i turbina mają wspólny wał wirnika, podparty na przedniej podporze z łożyskiem i tylnej podporze z łożyskiem, natomiast podpory mają kanały doprowadzające paliwo. Komora spalania znajduje się pomiędzy sprężarką a turbiną i zawiera obracającą się dyszę. Silnik zawiera również komorę dopalania zainstalowaną za wałem wirnika i obracającą się dyszą. Wał wirnika jest pusty i posiada otwory służące do usuwania paliwa z przedniego i tylnego podparcia do obracającej się dyszy.
Wzór użytkowy ilustrują załączone rysunki silnika:
Rys.1 – Widok ogólny małego silnika turbiny gazowej z łożyskami smarowanymi paliwem; Rys.2 – Widok A z Rys.1; Rys.3 – Widok B z Rys.1; Rys.4 – Widok W z Rys.1.
Zastrzeżony wzór użytkowy zawiera: 1 – kompresor; 2 – turbina; 3 – komora spalania; 4 – podpora przednia; 5 – łożysko; 6 – kanał doprowadzający paliwo; 7 – podpora tylna; 8 – łożysko; 9 – kanał doprowadzający paliwo; 10 – wał wirnika; 11 – otwory do odpływu paliwa z przedniego podparcia; 12 – otworów do odpływu paliwa z tylnego podparcia; 13 – dysza obrotowa; 14 – dopalacz.
Proponowana konstrukcja małego lotniczego silnika turbinowego według Rys.1, zawiera sprężarkę 1, turbinę 2, komorę spalania 3 i dopalacz 14. Sprężarka 1 i turbina 2 mają wspólny wał wirnika 10, podparty przez przednią podporę 4 z łożyskiem 5 , Rys.2 i tylną podporę 7 z łożyskiem 8, Rys.3. Komora spalania 3 znajduje się pomiędzy sprężarką 1 i turbiną 2 i zawiera obracającą się dyszę 13, Rys. 4. Podpora przednia 4 i podpora tylna 7 mają odpowiednio kanały doprowadzające paliwo 6, Rys.2 i 9, Rys.3. Wał wirnika 10 jest pusty i posiada otwory do usuwania paliwa z przedniego podparcia 11, Rys.2 oraz otwory do usuwania paliwa z tylnego podparcia 12, Rys.3 do obracającej się dyszy 13, Rys.4. Komora dopalania 14 zamontowana jest za wałem wirnika 10 i obracającą się dyszą 13.
Silnik turbiny gazowej działa w następujący sposób: Powietrze sprężone przez sprężarkę 1 trafia do komory spalania 3, gdzie następuje spalanie paliwa, następnie gorący gaz trafia do turbiny 2, obracając wał wirnika 10. Wał wirnika 10 obraca się w łożyskach 5 i 8, zamocowanych odpowiednio w przednim podparciu 4 i tylnym podparciu 7. Dodatkowe paliwo trafia do kanałów doprowadzających paliwo 6 i 9 w celu smarowania i chłodzenia łożysk 5 i 8, odpowiednio, po czym trafia do wału wirnika 10 przez otwory wylotowe paliwa z przedniego podparcia 11 i tylnego podparcia 12. Paliwo trafia do obracającej się dyszy 13 wzdłuż wału wirnika 10, która je rozpyla. Rozpylone paliwo trafia do komory dopalania 14, gdzie miesza się z gazem opuszczającym turbinę 2 i spala się, wytwarzając dodatkowy ciąg dla silnika.
W przypadku silników małych rozmiarów i o krótkiej żywotności masa silnika ma szczególne znaczenie, dlatego rozważa się możliwość wyeliminowania układu smarowania olejowego zespołów łożyskowych. W tym przypadku demontuje się pompy wtryskowe i pompujące, filtry, zawory, zbiornik oleju, sam olej, rurociągi itp. Alternatywnie, do smarowania łożysk można stosować paliwo podstawowe (np. naftę). Tworzy to problem wykorzystania paliwa, które ostygło, nasmarowało łożyska i nie może zostać spalone w głównej komorze spalania. Dlatego proponuje się spalać to paliwo w dopalaczu 14, umieszczonym za turbiną silnika 2. Proponuje się doprowadzać paliwo do dopalacza 14 poprzez wał pusty wirnika 10, a rozpylać paliwo przy pomocy obrotowej dyszy 13, zamontowanej na wale wirnika 10 i zapewniającej dobrą jakość rozpylenia przy małej masie. Ponieważ chłodzenie i smarowanie mogą odpowiadać za aż 30% całkowitego zużycia paliwa, spowoduje to wzrost temperatury i prędkości gazów wydostających się z dyszy silnika, co zwiększy ciąg, prędkość samolotu i efektywność zużycia paliwa. Zastosowanie wtryskiwacza obrotowego w celu dostarczania paliwa do głównej komory spalania zostało przetestowane w licznych silnikach rosyjskich i zagranicznych (np. w silniku Marbore 2). Dopalacze z reguły wykorzystują układ zasilania paliwem składający się ze specjalnych wtryskiwaczy paliwa odrzutowego połączonych w kolektorze (na przykład w silniku AL-31).
Podsumowanie
Z satysfakcja należy odnotować produkcje miniaturowych silników odrzutowych w Polsce przez firmę JETPOL, https://jetpol.tech/ , która od roku 2000 specjalizuje się w wykonywaniu małych silników turboodrzutowych oraz mikroprocesorowych urządzeń kontrolno- pomiarowych. Jest również producentem stanowisk dydaktycznych i platform badawczych opartych na mikroturbinach gazowych. Z uznaniem należy odnotować zastosowanie produkowanych silników w opracowywanych dronach do zastosowań militarnych.
W celach dydaktycznych załączony został przekrój silnika GTM-120 z zaznaczonymi wektorami przepływu paliwa napędowego oraz strumienia powietrza, który mieszając się z paliwem wytwarza mieszankę wybuchową realizująca ciąg strumienia spalin na wylocie.
The old GTM160 micro jet engine in service. Complete disassembly of the engine, repair and assembly.