定容式燃气轮机系热机学中以定容循环方式工作的燃气轮机。

在本世纪初的二、三十年间，定容式燃气轮机比目前的定压式燃气轮机更受重视。当时因为气体动力学理论尚不完善、高温材料的耐温性能又不佳，故定压式燃气轮机的研制曾出现得不到正功的情形，而定容式则无此情形。从文献1、文献5（见26页参考文献）知，当时研究的厂家及工程师颇多，（并统称之为“爆炸气轮”），其中最有成就者，是德国人贺尔兹华司（HOLZWARTH）所研制的几台样机，他1920年设计的“一台500马力，3000转/分的燃气轮机发电机组曾安装在普鲁士铁路工厂，正式运行了两、三年，在1923年以前，它一直号称是全世界唯一正式运行的燃气轮机。”（文献2，P.272），彼时其他人提出的结构，虽然也各有其优点，但有的未符诸试验，有的未能不断改进，故成功者甚少，著名学者斯达多拉（A.STODOLA）、舒连（щюле）等人曾大力提倡研究定容式燃气轮机，并预言其必有“光辉的未来”。但是自从1937年瑞士布朗，鲍维利公司（BBC）制成第一台完整的定压式工业燃气轮机以来，特别是第二次世界大战对喷气飞行的需要，定压式燃气轮机得以先行发展，定容式反被搁置下来。近年来，由于世界性能源紧张，考虑到定容式效率高的优点，国外又开始研究（见文献4、P.32）（申请人曾在中国专利局德温特馆查FO2C5/12，查出78年、79年、80年的四件专利）

本发明克服了前人结构中燃烧室容积大、结构复杂，工作不可靠，节流损失大，比功率小，应用范围窄等缺点，提出了四种基本的、简 单易行的定容式燃气轮机总体结构方案（分别称为结构Ⅰ、结构Ⅱ、结构Ⅲ、结构Ⅳ），设计了为这四种结构方案服务的两个关键部件一独立燃烧室和燃气棘轮，两者都以总成的形式存在，从而利用已有的各种压气机和供油、点火系统及润滑泵、冷却泵、起动装置部件，即可依据积木原理，组合成各种性能及用途的定容式燃气轮机。其中以图1～4所介绍的四种结构方案为最基本的。这样设计的定容式燃气轮机不仅可以应用于无水发电，而且可以应用于水陆交通工具及航空、导弹等方面，以天燃气、煤气、沼气和汽油、煤油、酒精（柴油）为主要燃料。下面分章详细介绍。

第一章    四种总体结构方案

（一）结构Ⅰ见图1，工作原理如下：在起动力矩的驱动下，从容积式压气机1（主要指压气效率不随转速变化的压气机，一般转速较低）出来的压缩空气，进入储气器4，这时平衡活塞5封闭着4的出气口，待达到额定压力（由自充气阀6充入右侧气室的气体量来控制）后，平衡活塞5右移，出气口打开，压缩空气流向独立燃烧室2（见图5、图6，第二章专门介绍，下同），燃油喷入与其混合后（如果压气机直接压缩可燃气体，则不设喷油机构，下同），被由正时齿轮组8驱动的旋转阀片分配到某个分室，火花塞点火后即在定容下燃烧，燃烧完成后旋转阀片打开，气体喷出，并在拉伐尔喷管内膨胀后以切向作用于燃气棘轮3（见图7，第三章专门介绍，下同），使燃气棘轮接受其动能而旋转，废气排出，燃气棘轮再通过减速器7带动压气机1工作，如此循环不已，稳定运转后起动机构撤出，有用功率从轴端10取出。

几点说明：1、从燃气棘轮排出之废气也可带动一增压器对压气机增压;

2、应将自压气机至独立燃烧室之间压缩空气通过的部分，用绝热材料包裹或用工程陶瓷制造，亦可采用回热。

3、最好采用强制阀结构的压气机以提高转速，增大比功率，推荐采用图14所示的强制阀;

4、独立燃烧室总成的数目可以多于一只，相应增加燃气棘轮级数;

5、燃气棘轮与压气机之间的减速器的速比i，可以先由一无级变速器调至最佳值，再设计之;

6、此结构可用于制备压缩空气，压气机压出的压缩空气，进入独立燃烧室2一部分，作定容循环，其余用限压阀取出作它用。

7、此方案主要作牵引交通工具使用。

（二）结构Ⅱ见图2，起动电机4通过离合器7带动速度式压气机1（指效率对转速变化较敏感的压气机，一般转速较高）转动，压气机出来的压缩空气分成两路：约1/8左右通过A路进入独立燃烧室2，象上面对结构Ⅰ所介绍的那样被定容加热，经过拉伐尔喷管膨胀后，以切向作用于燃气棘轮3，驱动其旋转以带动压气机1工作（不对外输出功率），约7/8左右的压缩空气通过B路进入自由轴部分，重复上述工作过程，有用功率从自由轴端8取出，起动电机4A和4B一经运转稳定，即停止工作，离合器7处于分离状态。

几点说明：1、两路空气的比例由第四章（4-9）式确定;

2、主轴和自由轴上的独立燃烧室总数目由设计决定;

3、根据需要也可以设计成一根轴的形式;

4、此结构也可用于对天然气管道增压，这时自由轴不存在;

5、此结构也可用于制备压缩空气，这时自由轴不存在;

6、压缩空气从压气机出来后也可象结构Ⅰ那样进入储气器，这 样平衡活塞可起到减弱压力脉动对压气机的影响作用;

7、也可设废气增压系统;

8、废气也可以构成“三联”或“二联”循环，见图15;

9、此方案可作为电站、大型舰船的动力。

（三）结构Ⅲ见图3，工作原理与结构Ⅱ基本相同，只不过是另行布置，使从B路通过的约7/8左右的压缩空气进入独立燃烧室4，（结构Ⅲ、Ⅳ与结构Ⅰ、Ⅱ的独立燃烧室的主要区别是：独立燃烧室4，有四个以上的分室，独立燃烧室2有二个分室，且二者的排气体有所不同，见下章），被定容加热后直接喷入大气，以产生推力。

几点说明：1、两路空气的比例第四章（4-9）式决定;

2、若将燃气棘轮轴与压气机轴垂直交叉布置，用锥齿轮传动，则有三点好处：（1）可以减少迎风面积（燃气棘轮藏于机翼内）;（2）便于管道及独立燃烧室4的布置;（3）可抵消一部分压气机的轴向力。缺点是传动较复杂;

3、可按图9制成垂直起落飞机等。

（四）结构Ⅳ见图4。此方案为一折衷方案，以利用现有的定压式燃气轮机的技术。从速度式压气机1（主要是离心式、轴流式、结构Ⅲ亦如此）出来的压缩空气流入独立燃烧室4，并事先与燃油混合均匀，然后由正时齿轮组5驱动独立燃烧室4的旋转阀片分配到各个分室，定容加热后喷出，并产生引射作用，使外界冷空气2与高温燃气混合，温度降至允许值，然后作用于透平3上，带动压气机转动并高速从尾喷管6喷出，产生推力。小叶轮7鼓风以冷却透平轮盘。

几点说明：1、独立燃烧室4的数目由计算确定，灵活布置;

2、引射部分的设计应谨慎，保证温度合适。

3、可以从压气机内引出小部分空气对透平叶片吹风冷却;

4、由于独立燃烧室4的分室数较多，压力脉动幅度较小。如果透平叶片仍无法承受或效率不高，则不用此方案，这是一个想用经济的办法改造目前的喷气机的设计。

5、此方案可作为飞机或导弹的动力，但不易改造成垂直起落飞机。

除以上方案外，还可以有其它组合形式，以上述四种为最基本。

第二章    独立燃烧室

独立燃烧室服务于上述四种基本结构方案，本发明提出两种结构形式，独立燃烧室A和独立燃烧室B，二者都以总成形式出现。前者可保证完全定容加热，但零件多于后者;后者为混合加热（定容一定压），只有三个主要另件，下面分别介绍：

（一）独立燃烧室A

见图5，由七个主要零件组成：进气体1、压紧活塞2、进气旋转阀片3、燃室体4、排气旋转阀片5、排气体6（分为两种形式：6用于结构Ⅰ、Ⅱ及结构Ⅲ的A路中，6′用于结构Ⅲ、Ⅳ中）、驱动轴7。配气相位完全由进气旋转阀片上的进气角δ和排气旋转阀片上的排气角σ及二者的相对安装位置所确定的燃烧角β及扫气角α所决定。由于没有往复运动或偏心运动零件，故转速可以甚高，一般可以高于或等于燃气棘轮转速。

1、工作过程：从压气机来的压缩空气在进气管里（或进气体气腔里）形成可燃混合汽，进入进气体气腔内，由进气旋转阀片上的长弧孔依次分配到各个燃烧分室内，继而被封闭之，火花塞跳火，混合汽在定容下完全燃烧后，排气旋转阀片开启（进气旋转阀片仍关闭）燃气喷出对外作功。（见图5A-A）

2、密封措施：（见图5主视图）由压气机来的一定压力的气体进入进气腔后，将其压力向各个方向传递，于是在进气旋转阀片的左侧建立起背压，使其紧贴在燃室体左端面上（进气阀片与驱动轴为间隙配合，由排气旋转阀气片左端的楔牙驱动，而排气旋转阀片与驱动轴用莫氏锥度配合，故尔进、排气旋转阀片都随轴旋转），同时，气体压力推动压紧活塞左移（活塞本身只能轴向移动而不转动），从而带动驱动轴，排气旋转阀片一起左移，使排气旋转阀片紧贴在燃室体 右端面上，从而消除了泄漏间隙。通过计算〔见第四章（4-12）（4-13）二式〕，可以使进、排气旋转阀片对燃室体两端面的贴紧力大于或等于燃烧分室内气体或燃气产生的对阀片的最大总压力，故不会因燃烧分室内的压力变化引起阀片震动而产生泄漏。

为防止压紧活塞左侧的压力增高，影响排气阀片的密封效果，可从减压孔引一根管子至油底壳，使泄漏过去的机油及气体流走，保持外界大气压。

在燃室体的两端面上可以车出几道沟槽并与油腔钻通，在气口周围喷钼（厚度≤0.03mm），这样可在旋转离心力和机油压力的作用下建立起一层油膜，同时强化了密封。

3、冷却与润滑：机油（起冷却和润滑双重作用，不宜过稠）由进气体前端的进油环套进入驱动轴上的中心油道，润滑全部轴承，然后通过排气旋转阀片上的油腔，先通过高温区，逆时针流动一周后，从上面的出油口流出（见图5C-C），经燃室体右端面上的环槽及油孔（见主视图与B-B），进入燃室体冷却腔内，冷却各燃烧分室后进入排气体冷却腔，最后经排气口四周的出油孔（见图5中F向）流出，直接进入燃气棘轮冷却腔（当然也可以从排气体回油池，燃气棘轮的冷却液另引），冷却并润滑气棘轮各部位后流回油池。（见图7）

如果用在结构Ⅲ或Ⅳ中做喷气之用，则排气体a换成排气体b，机油从燃室体上的备用回油孔流回油池（因排气体b可以不用液体冷却而用耐热钢或工程陶瓷制造）。

也可以用水冷却燃室体及排气体，用机油润滑冷却阀片和轴承，这时在燃室体外壳上设进水口，机油仍从原处进入，从E处引出，再通过油管进入燃气棘轮主油道……。

具有一定粘度的燃油混合汽亦能帮助润滑阀片，正象航模发动机所作的那样。

4、几点说明：

（1）、这种阀门的最大优点是结构简单、配气准确、转速高且平稳，节流损失较小（与早年的往复式阀门、自动阀门相比），并且阀片一旦达到全部开启，即不再对气流有阻碍作用，同时也就减少了烧蚀的危险和节流损失。（虽然如此，节流损失在阀片开启初期仍是相当大的，但节流损失的动能可以部分地转化为热能而被再利用。后面介绍的独立燃烧室B可以避免这种节流损失）

（2）、进、排气阀片可用导热率高的铁素体类钢或合金精铸或焊制。也可以用金属陶瓷或工程陶瓷，这时可考虑阀片上的冷却腔有无必要。

（3）、进气体、排气体、燃室体亦可考虑用工程陶瓷制造。

（4）、燃室体排气口的技术处理应能保证燃燃气喷出时不与其边缘接触（如倒小圆角或有锥度），以改善那里的润滑条件。

（5）、如果在结构Ⅰ中采取的压缩比很高，燃油可自燃，则喷油嘴须安置在燃烧分室上并改为定时喷油，火花塞可以考虑取舍。同时最好能利用废气回热，以免压缩空气在流入独立燃烧室前温度降低过多。（各零部件最好用工程陶瓷制造）

（6）、燃室体的分室数目，一般不应少于两个。在结构Ⅰ、Ⅱ中，其数目为两个（或4个，两两合并成一股入燃气棘轮）;在结构Ⅲ、Ⅳ的喷气部分中，其数目至少不少于4个，并采用图5中双点划线所示的排气体b），分室数目越多，进气越连续，脉冲频率越高，幅值越小，在集喷口处越可以得到均匀连续的燃气流。

（7）、为了保证不同燃烧特性的燃料，在同一机组内实现定容燃 烧，驱动轴与排气阀片的配合采用莫氏锥度，排气阀片再通过楔牙驱动进气阀片随轴一同转动，通过调整排气阀片楔牙上的“β”形套内的两个镶块，即可方便地改变燃烧角β，达到定容燃烧的目的。一般在燃料固定的情况下不用这样设计，出于方便的考虑也可以不这样设计。当然燃烧角β增大后，扫气角α必减小，扫气将更充分，但须注意勿使新鲜混合汽流失。

（8）、点火正时的控制最好由独立燃烧室驱动轴来完成，这样可提高点火准确度并杜绝回火现象。

（9）、独立燃烧室的分室的剖面形状及结构可以有多种形式，如鱼腹式、流线式、蜗壳式等。

（10）、独立燃烧室的通流能力见第四章式（4-3C）

（二）独立燃烧室B

见图6，由三个主要另件组成：燃室体1、进、排气组合阀片2，进排气组合体3。主要为了简单可靠而设计，不能保证定容工作，而以混合（定容一定压）方式工作，转速可以高于或等于燃气棘轮。

1、工作过程：压缩空气进入进、排气组合体3之前，先与燃油混合，然后进入进、排气组合阀片2的气腔内，同时气流动能使阀片紧贴在燃室体1右端面上，通过进气窗口进入燃烧分室内，在燃室体上的气口被阀片关闭的过程中，由于图中B-B所示的设计，形成一封闭气口的气膜，使已进入的可燃混合汽流不出去，一经进气窗全部转过气口，即与阀片上的排气窗口沟通，火花塞（每个分室有二个）即同时跳火，燃气高速喷出，毫不冲刷阀片。

2、密封措施：进、排气功能集中于进、排气组合阀片2之一身，由于它的左端面不承受除机油压力外的任何轴向力，故只靠进、排气组合体进入阀片的气流之动能即可使其紧贴在燃室体端面上，保持密 封。气口周围喷钼（厚度≤0.03mm）。

3、润滑与冷却

机油（兼起润滑与冷却双重作用）从冷却润滑油入口进入，先冷却燃室体，并润滑轴承。再通过小油孔进入燃室体右端面上的凹槽内，在离心力作用下形成油膜。（图中进、排气组合体内未布置冷却腔，也可以仿照独立燃室A布置），进、排气组合阀片内充满了可燃混合汽，其温度低于燃气，具有冷却阀片的作用，故不设冷却腔。

几点说明：（1）、这种阀片结构更简单，且无有开启初期的节流损失;

（2）、进、排气组合阀片2可用耐热钢或工程陶瓷制造。

（3）、进、排气组合体，燃室体亦可考虑用工程陶瓷制造;

（4）、与对独立燃室A的几点说明中的（4）、（5）、（6）、（8）、（9）、（10）项相同;

（5）、亦可在燃室体前面设压紧活塞，充入压缩空气或利用弹簧张力，使进、排气组合阀片贴燃室体更紧，同时增设燃烧角β，使之定容工作;

（6）、用于结构Ⅲ、Ⅳ的喷气部分时，将图5中的排气体b接装于进排气组合体右端即可;

（7）、按图6设计进、排气组合时，燃气棘轮的冷却润滑油须另引;而仿照图5设计进、排气组合体时，不用另引。

（8）、由于进气窗口、排气窗口所占面积很大，故进排气组合阀片与燃室体的磨擦表面很少，便于润滑。

独立燃烧室的结构还可以有多种形式，综合考虑后认为以图5、图6两种结构最适合用于定容式燃气轮机。

第三章    燃气棘轮

本章介绍的燃气棘轮可用于结构Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ中，级数灵活掌握。

1、工作过程：见图7从独立燃烧室排气口喷出的燃气经过排气体的排气口与燃气棘轮进气口形成的拉伐尔喷管而膨胀，速度大大提高，沿切向冲击在燃气棘轮的棘齿上，推动棘轮旋转后排出。由于棘轮的固有特性，反向阻力很小。

2、密封措施：通过调整棘轮壳的径向位置（调好后打销钉固定）和铜一石棉垫片的厚度，可以得到合理的径向与轴向间隙，使棘齿圈4与端盖1，5，中隔板3，棘轮壳在100°左右的区域内恰配，从而形成密封腔，棘轮齿圈4的结构对密封亦有利，两法兰面在燃气的压力作用下向两侧作弹性压紧（燃气作用在由两法兰面与棘齿构成的凹坑内），加上离心力的作用，很难向轴心方向泄漏，逆旋转方向而上也很困难，故只有推动棘轮旋转后从切向排出。由于棘轮主要承受动能，对密封的要求也不象往复发动机的活塞那样严格。

3、冷却与润滑：从独立燃烧室排气口四周流来的机油（或直接从机油泵处引来）、先进入棘轮壳再流向前端盖1，中隔板3，后端盖5（见图7中E-E），然后通过机油道润滑各滑动轴承后，进入棘轮轴上的中心油道，再沿径向流入（有离心力帮助）轮盘6上的冷却腔，最后从泄油孔流出，被离心力甩至轮盘和棘齿圈的两法兰面上，然后沿切线飞出，再被棘轮壳激溅到棘齿上，再被离心力甩掉或弹性刮油唇刮掉……这样，就能很好地润滑冷却配合部位，另外，在配合区域内，棘轮两法兰面经常受到端盖和中隔板冷却腔内机油的浸泡，既被润滑又被冷却。（见图7中B-B的润滑吸热孔），转过配合区域后，还可以受到外界大气的冷却。且由于与燃气接触的棘齿不断更替，故冷却颇易。

几点说明：

（1）由结构可知，燃气棘轮的焓降比冲击式透平还大，唯通流能力弗如，但在结构Ⅰ中，容积式压气机的流量本来就不大，棘轮转速又比压气机高得多，若设置的级数再多些，通流更不成问题。关于通流问题的讨论详见第四章（4-4）式;

（2）、棘轮壳、中隔板及前后端盖可考虑用工程陶瓷制造，并相应简化冷却部分;

（3）、因为燃气棘轮为高速旋转部件，故将轮盘与轴合锻为一体，棘齿圈单独模锻（或轧制焊接），然后焊成一完整的燃气棘轮盘，并形成冷却腔;

（4）、各级棘轮轴头处有十字楔牙结合，中心镶定心轴套（见B-B）这样方便加工与安装。各级加工完毕以后应装在一起进行磨削以保证同轴度，然后作好记号后卸床安装。（当然应进行严格的静、动平衡）

（5）、为防止蠕变效应的影响，棘轮壳内表面的配合部位应涂（或嵌）软的磨合层（厚度0.003～0.004D，其中D为棘轮直径）;

（6）、为减弱上述蠕变效应，亦可考虑用高强度工程陶瓷制造燃气棘轮轮盘（此时棘轮盘内可不设冷却腔，由端盖和中隔板上设机油喷嘴向其两法兰面喷射机油），因为棘轮的整体性和刚性比通常的叶轮好;

（7）、前后端盖、中隔板的配合表面应喷钼或镀多孔铬，以减轻磨损，加强润滑（也可在棘齿圈两法兰面上喷钼或镀多孔铬）;

（8）、也可以参照图8的设计，将燃气口提前90°，让棘轮壳与棘轮保持较大的径向间隙，仅保持轴向密封（这样可不涂嵌磨合层）因此就使冲击动能分配到多个棘齿上，有利于降低转速;

（9）、燃气棘轮的剖面形状及变形结构的设计可以有多种;

（10）、油平面高度应低于棘轮边缘20毫米以上;

（11）、对脉冲燃气流，燃气棘轮的效率比燃气叶轮要高，但能否达到目前燃气叶轮对稳定气流的水平，有待实验。

第四章    主要设计参数的计算与选择

在选定了基本结构方案以后，可按工程热力学的方法，参考下列各式确定设计参数。

先将本章中所使用的符号规定如下：

a1独立燃烧室的进气口面积; （m2）

a2独立燃烧室的排气口面积; （m2）

A1进气旋转阀片左侧的有效承压面积; （m2）

A2图5中压紧活塞右侧的有效承压面积; （m2）

Cmax燃气最大理想流速; （m/s）

C1气体充满燃烧分室过程中的平均流速; （m/s）

C2燃气流出燃烧分室过程中的平均流速; （m/s）

CV定容比热; （kcal/kg·k）

D    空气与燃料的理论质量比;

E    压气机耗功与燃气棘轮所得膨胀功之比;

F    理论推力;    （N）

g    理论耗油率;    （克/马力小时）

ga实际耗油率; （″/〃）

Gr容积流量; （l/s）

Hu燃料热值; （kcal/kg）

i    燃气棘轮与压气机速比;

i′    压气机与独立燃烧室速比;

k    比热比;

M    飞行马赫数;

n1压气机转速; （rev/s）

n2独立燃烧室转速; （rev/s）

n3燃气棘轮转速; （rev/s）

Nt理论输出功率; （PS）

P1大气压力; （kgf/Cm2）

P2压气机压缩后的压力; （kgf/Cm2）

R    空气的气体常数;    （J/kg·k）

T0飞行场的温度; （k）

T1压缩始点温度; （k）

T＊气流滞止温度; （k）

△t    完成一次定容燃烧所需时间;    （S）

V 压气机（在P1下）的排量; （l/rev）

V    独立燃烧室的分室容积;    （l）

v′    燃气棘轮相邻二棘齿与棘轮壳、棘齿圈两法兰面构成的容积;（l）

x    独立燃烧室的分室的数目;

X    独立燃烧室的总成数目;

x′    燃气棘轮的棘齿数目;

X′    燃气棘轮的级数;

α 独立燃烧室A的扫气角;（系数） （0）

β 独立燃烧室A的燃烧角;（系数） （0）

γ1进气口角; （0）

γ2排气口角; （0）

δ 进气角; （0）

ε    压气机容积压缩比;

εk增压器容积压缩比; （有时用ε表示ε·εk）

ηt理论热效率;

θ    燃气喷出排气口时假设其体积被固定，喷气全过程中被固定的体积与V之比;

λ    定容升压比（＝升温比）;

σ 排气角 （0）

φ    安全系数;    （取1.5～2）

Ψ    安全系数;    （取12～1.7）

opt    最佳值（脚标用）

其它符号，量纲按常规。下面介绍公式。

一、燃气棘轮与压气机速比：

i＝n3/n1（4-1）

注：1、在结构Ⅰ中，i有一最佳值，在此值时，燃气棘轮和压气机都可以达到各自的最大允许转速，发出最大功率;

2、当结构Ⅰ中采用多档变速器代替7时，i有多个值;当采用无级变速器代替7时，i有无穷个值。这样可大大扩充结构Ⅰ的功率范围，使用也更经济。但不管何种变速器，最小值不能小于iopt;

3、若在图1所示的A处设一离合器，高速时分离，则机动车可利用燃气棘轮储存的动能滑行相当一段距离，以节省燃料;

4、结构Ⅱ、Ⅲ中，若燃气棘轮与压气机的转速不能一致时，i值也可以不等于1（即增设一协调变速器）。也可以借改变燃气棘轮的直径与转动惯量达到与压气机一致，或采用图8所示的燃气棘轮。

二、压气机与独立燃烧室速比：

i′＝n1/n2＝n3/i·n2（4-2）

注：在结构Ⅰ、Ⅱ中，i·i′之值最好设计成小数，且小数点后面的值最好是1/x′或（1-1/x′）。因为i·i′＝n3/n2表明，燃气棘转每转i·i′圈，独立燃烧室转一圈，各个分室爆发一次。取上述值时，可使最先承受爆发燃气的棘齿不断依次更替，对冷却和均衡热负荷有利。（结构Ⅲ、Ⅳ的喷气部分不用这样取值）

三    容积压缩比：

ε＝ (Vi′)/(vxX) （4-3d）

注：此式表明，改变ε的途径很多。这意味着在结构Ⅰ中，不增加活塞行程也可以提高ε，这就有利于增大压气机转速n1以提高比功率。而且当工作一段时间以后ε减小时，可以通过改变v、x、Xi′等途径而增大ε，而不用修理或更换压气机。

四、独立燃烧室的分室容积：

V＝ (Vi′)/(εxX) （4-3b）

在结构Ⅰ中，若取i′＝1/5，ε＝8，x＝2，X＝2，则，v＝ 1/160 V;

在结构Ⅱ中，若取i′＝49/50，ε＝6，x＝2，X＝8。则，v＝ 1/98 V;

在结构Ⅲ、Ⅳ中，若取i′＝49/50，ε＝6，x＝6，X＝8。则，

V＝ 1/282 V

显然，燃烧室的容积比早年大为减小，特别是在结构Ⅲ、Ⅳ中更是如此，这将带来一系列好处。

五、独立燃烧室的通流能力：

当    V＝vεxX/i′    时，（4-3C）通流能力可满足要求。而当左边大于右边时，可对外供应压缩空气。对于结构Ⅰ，可在燃料喷入之前的储气器4上设一限压阀取出压缩空气。这样将结构Ⅰ用于机动车辆时，可不用再设制动用的空气压缩机。结构Ⅱ，Ⅲ亦可如此。这样，可以认为各种压气机都是定容式燃气轮机的一个职能机构，负责进气、压缩两个冲程，与此同时，独立燃烧室与燃气棘轮负责爆发膨胀，排出废气两个冲程（实际上机组进行的是二冲程循环，理论功率应比四冲程增大一倍）。按照图9，还可以制成垂直起落飞机。这也是定容式燃气轮机的独特优点之一。

六、燃气棘轮的通流能力

当 时 （4-4）

通流能力可满足要求。

在结构Ⅰ中，若取：i＝10.1，x′＝50，X′＝4，λ＝6，k＝1.41，

则，V′＝ 1/567 V;

在结构Ⅱ中，若取：i＝1，x′＝65，X′＝20，λ＝6，k＝1.41，

则，V′＝ 1/365 V。

注：1、在结构Ⅲ中，以流过A路的气体排量代替式中的V;

2、由于从独立燃烧室的各分室喷出的燃气流在很高的压差下形成冲激波，而冲激波的密度不一致，其前阵面附近密度很大，不等充分膨胀就冲出了棘轮，故这样设计的v′一般偏大，仅供参考。

七、定容燃烧时的理论升压比（＝升温比）

λ= (Hu)/(CvT1εk-1(D+1)) +1（4-5）

将Hu＝10000kcol/kg，Cv＝0.173kcol/kg。k，T1＝300k，ε＝8，D＝15，k＝1.41，代入得，λ＝6.134;

仍取上述数据，但ε＝ ＝5.12时，得，λ＝7.165，

八、理论热效率：

${\eta }_t\mathrm{=\; 1\; -}\frac{1}{{\mathrm{(\epsilon }}_k{\mathrm{\epsilon )}}^{\mathrm{k\; -\; 1}}}·\frac{{\mathrm{k\; (\lambda }}^{\frac{1}{k}}\mathrm{-\; 1\; )}}{\mathrm{(\; \lambda \; -\; 1\; )}}$(4-6)

1、在结构1中，若取ε＝8，k＝1.41，λ＝6.134，则

ηt＝69.33%;

2、若对结构1采取强化措施，使用柴油作燃料，靠压燃点火，（此为最难的一种试验，非在全部成功后才进行这个试验），独立燃烧室，储气器，燃气棘轮等都用工程陶瓷制造，并使用耐高温的润滑油（如汽轮机油等）。则可取：εkε＝30，k＝1.41，λ＝4，得ηt＝80.5%;

3、在结构Ⅱ中，若取εkε＝5.12，k＝1.41，λ＝7.165则

ηt＝64.4%。

由此可见，定容式燃气轮机的ηt为各种热机之首，取上面3中的相同参数，现代定压式燃气轮机ηt＝48.81%，比定容式小31.9%。（而且定压式取k＝1.41是偏大的，若取合理的k值，则其ηt更小）

九、比热比：

${\mathrm{k\; =\; \alpha \; e}}^{\beta \frac{P}{T}}$(4-7)

其中e为自然对数的底，p为压力，T为温度，α，β为待定系数。此为申请人利用文献11中p、6-13之数据在一九八三年归纳出的一个适用于实际气体的经验公式，以用于理论分析。

十、理论输出功率：

$N_t=\frac{{\mathrm{98\; k\; \eta }}_t{V}_{n_1}{P}_1{\mathrm{(\lambda \; \epsilon }}^{\mathrm{k\; -\; 1}}{\mathrm{-\; \lambda }}^{\frac{1}{k}})}{\mathrm{735\; (k\; -\; 1\; )}}\mathrm{(\; P\; S\; )}$(4-8)

在结构Ⅰ中，若取k＝1.41，p1＝1kgf/Cm2V＝5.51/rev（解放牌汽车CA10B发动机的排量），n1＝40rev/s ε＝8，ηt＝69.33%，λ＝6.134，

得：Nt＝753.12（ps）

将美国的pG5301机组的压气机的排量用于结构Ⅱ中，取k＝1.41，p1＝1kgf/Cm2，GV＝Vn1＝101800l/s，ε＝5.12，ηt＝64.4% λ＝7.165，

得：Nt＝299259.4（ps）＝219955.66（kW）

由此可见，均比采用原来循环及结构时的Nt大得多。其原因是多方面的，主要则是由于ηt的提高，膨胀过程进行得充分，四冲程变为二冲程，压缩空气全部定容加热而不用掺冷等，这就使得比功率大大增加。

十一、压气机耗功与燃气棘轮所得膨胀功之比：（＝驱动压气机所需的定容加热的空气量/压气机排量）：

$\mathrm{E\; =}\frac{{\epsilon }^{\mathrm{k\; -\; 1}}\mathrm{-\; 1}}{{\mathrm{\lambda \; \epsilon }}^{\mathrm{k\; -\; 1}}{\mathrm{-\; \lambda }}^{\frac{1}{k}}}$(4-9)

取ε＝5.12，λ＝7.165，k＝1.41，得E＝1/10.44;

取ε＝8，λ＝6.134，k＝1.41，得E＝1/8。

由此可见，定容式燃气轮机的压气机耗功甚少。而定压式燃气轮机的压气机通常耗掉透平功的2/3左右（文献7，p、73-1）。

十二、燃气最大理想流速：

$C_{\mathrm{m\; a\; x}}=\sqrt{\frac{{\mathrm{2k\; R\; T}}_1}{\mathrm{k\; -1}}{\mathrm{(\lambda \; \epsilon }}^{\mathrm{k\; -\; 1}}\mathrm{-\; \lambda }{}^{\frac{1}{k}})}\mathrm{(m\; /\; s\; )\; (4-10)}$

若取k＝1.41，R＝286.7J/kg·k，T1＝300k，T1＝300k，λ＝7.165，ε＝5.12，

得：Cmax＝2426.77m/s ( )/() M＞5

注：1、目前世界上最快的飞机M≤3，与此还差很远;

2、此公式系申请人按稳定流动的伯努利方程推得。但燃烧室的排气口打开时会产生冲激波，已不属于稳定流动，故速度有出入，但一般不小于按上式算出的值，详见文献3中Ch、3的有关章节。

3、由热力学中的关系式：T＊／T0= 1+ (K-1)/2 M2知，M＝7时，T＊高达11.05T0，压气机也会产生风车效应，故提出图10之方案供参考。但飞机表面的冷却或耐热问题十分重要。美国的航天飞机已提供了解决此问题的成功经验，日本最近也有可作防热瓦的耐热陶瓷材料的专利获批准，故此不难解决。一般设计在M＝5下飞行即可，这样造价低廉。

十三、理论推力：

$\mathrm{F\; =}\frac{{\mathrm{98\; P}}_1{V}_{n_1}}{{\mathrm{R\; T}}_1}［\sqrt{\frac{{\mathrm{2KRT}}_1}{\mathrm{K-\; 1}}{\mathrm{(\lambda \; \epsilon }}^{\mathrm{K\; -\; 1}}\mathrm{-\; \lambda }{}^{\frac{1}{K}})}\mathrm{-M}\sqrt{\mathrm{KRT}{}_0}］$

（4-11）

当飞机开始起飞时，M＝0若取p1＝1kgf/Cm2，V＝500l/rev， （注：V也可以是几台发动机的总排量），n1＝200rev/s，R＝286.7 J/kg·k，T1＝300k，k＝1.41，ε＝5.12，λ＝7.165，得F＝276506.8（N）＝28.2（吨）。

注：此公式系由文献4中p、217的有关关系式及理论推得。

十四、进气旋转阀片保持密封须满足：（指图5而言，下同）

A1＝φ (x)/2 a1λ （m2） （4-12）

注：作了一些省略以简化公式，这样做是偏安全的。

十五、排气旋转阀片保持密封须满足：

A2＝ψ (x)/2 a2λ （m2） （4-13）

注：与十四之注相同。

十六、进气角δ：

δ= (360°n2V)/(a1C1) +γ1（0） （4-14）

若取 n2＝200rev/s， a1＝2.25×10-4m2，C1＝200m/s，γ1＝20°，得δ≥75°

十七、燃烧角β：

β≥360°n2△t+（γ1+γ2）/2 （0） （4-15）

若取n2＝200rev/s，△t＝0.0015s，γ1＝γ2＝20°（注在γ1、γ2相等时，进、排气口面积a1、a2亦可不同，可沿径向增大排气口面积，使a2＞a1），得：β≥128°

十八、排气角σ：

σ≥ (360°n2Vθ)/(a1C1) +γ2（0） （4-16）

若取：n2＝200rev/s，v＝0.344×10-4m3，a2＝3×10-4m2，C2＝300m/s，γ2＝20°，θ＝2.5，得：σ≥89°

十九、扫气角α的取值范围：

-10°≤α≤（γ1+γ2）/2 （0） （4-17）

注：1、角度值以δ与σ重合时为负值;

2、α＝（γ1+γ2）/2时无扫气作用（但由于喷射的气流流出燃烧分室时造成分室内的负压，可使废气排尽，故扫气与否无关紧要），小于此值时有扫气作用，过小则会造成新鲜混合汽的浪费。

二十、δ、β、σ、α之间的关系：

δ+β+σ+α＝360°    （4-18）

若以δ＝75°，β＝128°，σ＝89°，α＝20°代入，有

75°+128°+20°＝312°＜360°

这时，可在优先保证β的前提下，将多余的度数分拨给δ和σ，α最后考虑。

二十一、理论耗油率：

（克/马力小时） （4-19）

取Hu＝10000kCal/kg，当ηt＝69.33%时 g＝91.2（克/马力

小时）

当ηt＝80.5%时 g＝78.5（克/马力

小时）

而现代定压式燃气轮机作轴动力时，ga大都在200（克/马力小时）以上（文献8，p、124），即使再减少一倍，仍大于定容式燃气轮机。故从节约能源考虑，定容式燃气轮机更有研究价值。

以上仅从理论上推得和引用了一些公式，作了一些简要计算（由于不准插图，不便再画曲线图）。实际上有些理论值是达不到的。但由以上分析计算可知，定容式燃气轮机的优越性是很多的，设计也是很方便的（关键是独立燃烧室和燃气棘轮），其发展前景也是令人鼓舞的。因此苏联学 者и.и.库拉金指出：“制造定容燃烧的燃气涡轮发动机在构造上具有重大的困难，但是，这种困难并不是原则上不能克服的，而在将来是有可能加以解决的”。（文献9，p、45）

通过以上四章的说明，可以看出发明与早年贺尔兹华司等人设计的爆炸气轮以及现行的各种热机相比，具有下述优点：

1、用途广泛。可以使用各种性能的压气机，组成不同使用特性的定容式燃气轮机，以满足不同动力部门的使用要求。这样，定容式燃气轮机的应用几乎遍及现行各种热机的应用领域，且其效率及使用性能均更为优异;

2、构造简单。由于构思了图5，图6所示的独立燃烧室A、B和图7、图8所示的燃气棘轮A、B，使结构大大简化，驱动装置也十分简单，又因没有偏心与往复运动零件，均为同心旋转体，故转速可甚高。但若强求结构比定压式简单循环还简化，理论上绝无可能;

3、工作可靠。由于独立燃烧室A、B和燃气棘轮A、B的冷却，密封，润滑三大问题的基本解决，工作可靠性将比现今的喷气发动机及转子发动机好，也有可能超过往复式发动机的水平（尤其是采用独立燃烧室B时）;

4、节流损失减少。因为独立燃烧室的排气旋转阀片开启后即不再被燃气冲刷，因而也不产生节流;由于燃气棘轮的设计及其固有特性，对气流速度变化的适应性也比燃气叶轮好得多，因此使定容燃烧产生的热能得到较充分的利用;

5，比功率，比推力大。由于燃烧室容积的大大缩小及驱动装置的简化，转速的提高，使体积紧凑。同样体积的定容式燃气轮机发出的最大功率或推力比现有热机都大;

6、制造容易且成本低。因为基本上不使用高温合金，不采用叶轮（结构Ⅳ除外），且各另件均为同心旋转体，便于车、铸、焊，模、磨 削等，故加工方便。更因可用工程陶瓷，成本更低;

7、便于专业化、标准化，系列化生产。由于压气机，独立燃烧室燃气棘轮等均以总成的形式出现，可以分别专门生产不同容（排）量的系列产品，然后象积木那样按结构Ⅰ～Ⅳ组合成不同性能、不用功率的定容式燃气轮机。以往的工业部门可以利用;

8、便于维修。任一总成损坏可以单独更换，不用整机送修。快速、便捷，且修理工艺及技术简单;

9、热效率高。这一点最为重要。当加热量相同时以定容式燃气轮机循环效率最高（文献4，p，50）。当然，作为效率极限的卡诺循环除外。但采用图15所示的方案时，效率趋近于卡诺循环。该方案正是按卡诺当年的设想而构思的（文献10，p，229）;

10、能用于航空。早年的设计由于常伴有朗肯循环而只能作为地面固定装置。而采用图3之结构Ⅲ，可以设计出高超音速飞机，省燃料，M数大。适当变动，按图9可制成比英国的鹞式飞机更优越的垂直起落飞机，且机动性，安全性更好，按图10可以设计成便于起飞的冲压式高超音速飞机;以及无机械传动的直升飞机（图11），高速导弹（图12）等。由于耗油率的下降及M数的提高，故目前的一些战术飞机可改造成战略飞机;（发明人并不想用于战争目的）;

11、采用结构Ⅰ牵引机动车辆（如汽车）十分有利。因为燃气棘轮的功率输出端转速很高，i倍于压气机，故可制成高速汽车，火车、舰艇等。且怠速时转速比往复式发动机的怠速还低，故使用经济性好。一般不会产生扭振现象。制动用的压缩空气也不用另行制备，有利于保证行车安全;

12、由于结构Ⅱ可用于无水发电，且可以燃用气体燃料，为油气田电站的建设带来了方便;

13、结构Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ都给压缩空气的制备带来极大方便。

还可列举一些，主要有以上十三条。

实施本发明的最简单，最经济的步序是：

（1）、按图13设计成定容式燃气作功枪，其实质上是结构Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ中用以驱动压气机工作的部分;

（2）、利用外界大气压（无压缩即可得到正功，而定压式则不可）试运转;

（3）、引来压缩空气站的压缩空气试运转，成功后即说明独立燃烧室和燃气棘轮已设计成功，亦即基本大功告成;

（4）、通过减速器7按图1与容积式压气机相连，试验结构Ⅰ;

（5）按图2与速度式压气机相连，试验结构Ⅱ、Ⅲ（事先应多设计制造几只2个分室与6个分室的独立燃烧室以及多级燃气棘轮备用，A型B型自选）;

（6）取消图13的燃气棘轮部分，按图4进行试验（但一般来说，上面各步序成功后，这一步序即不再试验了。若为改造现有定压式燃气轮机，可以试验）;

（7）分别进行各种结构方案样机的使用性能试验。例如将结构Ⅰ用于机动车辆;结构Ⅱ用于发电（图15）;结构Ⅲ用于航空（图9等）等。

（2）、（3）、（4）、（5）、（6）每成功一步，就有一种定容式燃气轮机问世。设计时应熟悉全局，统筹兼顾，慎重从事，务求以最少的代价得到最满意的结果。

参考文献

1、斯达多拉（A、Stcdola）：Dampf-Und    Gas-Turbincn、Springer，Berlin，1924，

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3、奥斯瓦梯许（k、Oswatitsch）《气体动力学》徐华舫译，科学出版社、1965、

4、王丰：《发动机热力学》国防工业出版社1982、2、

5、刘仙洲：《燃气轮及其新发展》商务印书馆1950、

6、佐基科夫：（Г.И    ЗОТИКОВ）《内燃涡轮问题解答》（俄文版）1933、

7、《机械工程手册》第73篇“燃气轮机”，机械工业出版社1979、9

8、《国外机械工业基本情况》参考资料：“燃气轮机”

第一机械工业部科学技术情报研究所编1980.10

9、И.И.库拉金：《燃气涡轮喷气发动机原理》人民教育出版社1952。

10、《雅氏工程热力学》上册，沈维道译，中国工业出版社1961、5

11、《机械工程手册》第6篇“热工学”机械工业出版社1978、1

关于图5～15的注释

图5中：

1.进气体;2.压紧活塞;3.进气旋转阀片;4.燃室体;5.排气旋转阀片;6.排气体a;6.排气体b;7.驱动轴;8.中心油道;9.减压孔;10.燃烧分室;11.备用回油孔;12.机油出口（进入燃气棘轮冷却腔）;13.火花塞孔;14.密封油槽;15.回油孔;16.润滑油孔;17.机油进入排气旋转阀片后的绕行路线;18.阀片出油口;19.排气旋转阀片上的楔牙;20.进气旋转阀片上的楔牙;21.调整镶块;22.“ ”形套;23.进气旋转阀片上的长弧配气孔;24.排气旋转阀片上的长弧配气孔;25.燃气集喷管;26.“O”形圈。

图6中：

1.燃室体;2.进、排气组合阀片;3.进、排气组合体;4.火花塞孔（两个同时点火）;5.喷油咀;6.小油孔;7.进气窗口;8.排气窗口;9.冷却润滑油入口;10.冷却润滑油出口。

图7中：

1.前端盖;2.棘轮壳;3.中隔板;4.棘齿圈;5.后端盖;6.轮盘;7.机油道;8.泄油孔;9.焊口;10.回油管;11.主油道;12.棘轮箱通风口;13.机油入口;14.燃气入口;15.定位销;16.棘轮箱连通口;17.弹性刮油唇;18.软的磨合层;19.端盖、中隔板、棘轮壳与棘齿圈恰配区域;20.十字联轴节;21.定心轴套（也可用穿心轴管）;22.润滑吸热孔;23.冷却腔互通孔;24.渐扩喷管（与独立燃烧室的排气口一起构成拉伐尔喷管）;25.铜一石棉垫片。

注：1.也可以用水冷却壳体，用机油冷却润滑燃气棘轮。

2.多级燃气棘轮结构依此类推。

图8中：

1.棘齿圈;2.棘轮壳;3.轴向密封区域;4.冷却腔;5.弹性刮油唇。

注：详细结构参见图7之设计。

图9中：

1.压气机;2.独立燃烧室（用排气体a）;3.燃气棘轮;4.独立燃烧室（用排气体b）;5.正时齿轮组;6.总喷管;7.三通控制阀;8.垂直起落喷管;9.点火器。

注：飞机起落时，三通控制阀7处于图示位置，独立燃烧室4不工作;平飞时，将7正时针旋转90°。

图10中：

1.导流锥;2.压气机;3.燃料喷咀;4.锥齿轮;5.正时齿轮组;6.独立燃烧室;7.废气;8.燃气棘轮;9.压缩空气管道;10.火花塞;10′.点火器;11.燃气流;12.冲压发动机。

注;超过音速后，定容式燃气轮机即停止工作，仅冲压发动机工作，这样便于起飞，且发动机总重量轻。若不如图9经济，就不用此方案。

图11中：

1.压气机;2.喷油咀;3.电磁点火器;4.燃油泵;5.锥齿轮付;6.燃气棘轮;7.排气管;8.火花塞;9.独立燃烧室;10.正时齿轮;11.喷气升力螺浆。

图12中;

1.风车;2.燃油泵;3.电磁点火器;4.高压点火线;5.（塑料）正时齿轮;6.燃料箱;7.高压分油体;8.高压油管（通向独立燃烧室10的进气体上的喷油咀）;9.漏斗形进气体;10.独立燃烧室（进气体作了改动）;11.安在进气体气腔内的喷油咀;12.尾喷管;13.火花塞;14.携带物。

注：1.此结构的使用是一次性的;

2.各独立燃烧室工作应同步，以便点火;

3.也可以加上润滑系统或使用自润滑材料，这样飞行时间可延长。

图13中：

1.独立燃烧室;2.火花塞;3.燃气棘轮;4.涡轮增压器;5.喷油咀（将燃料喷入进气体气腔内）;6.电磁点火器;7.燃油泵;8.机油泵;9.机油细滤器;10.机油初滤器;11.燃油细滤器;12.燃油初滤器;13.主动齿轮;14.正时齿轮室;15.机油管;16.回机油管;17.压缩空气管;18.功率输出端;19.接压气机用的联轴节;20.燃油箱;21.空气滤网。

注：此图为本发明中两个关键部件的组合，可利用压缩空气源单独进行试验（此时可取消涡轮增压器4），以验证独立燃烧室和燃气棘轮的工作是否可靠，设计是否合理。按此图试验耗资甚少，且可说明问题。

图14中：

1.气室盖;2.出气孔;3.止推轴承;4.硅橡胶圈;5.气封;6.驱动齿轮;7.滑动轴承;8.排气旋转阀片;9.气缸;10.进气腔;11.活塞;12.连杆;13.十字接头。

注：此结构是为了提高压气机转速（因为自动阀的频率特性限制了活塞式压气机转速的进一步提高），减小余隙容积，以增大结构Ⅰ的比功率。阀片的润滑系利用活塞环漏出的少量混入压缩空气中的机油，也可以设计成强制润滑或采用自润滑材料作阀片等。利用气室中的压力使阀片贴紧保持密封。

图15中：

1.压气机;2.独立燃烧室;3.燃气棘轮;4.A、4B、起动电机;5.正时齿轮组;6.正时齿轮室壳;7.离合器;8.主发电机;8′.付发电机;9.燃气涡轮机;10.废气锅炉;11.蒸汽涡轮机;12.凝汽器;13.水泵。

注：1.此三联循环后的综合热效率接近同温限下的卡诺循环;

2.三联循环中的任两个结构单元亦可构成二联循环。