RU2011137364A - COMPRESSOR-TURBINE ENGINE WITH TRANSVERSE LOCATION OF STEPS OF A GAS TURBINE - Google Patents

COMPRESSOR-TURBINE ENGINE WITH TRANSVERSE LOCATION OF STEPS OF A GAS TURBINE Download PDF

Info

Publication number
RU2011137364A
RU2011137364A RU2011137364/06A RU2011137364A RU2011137364A RU 2011137364 A RU2011137364 A RU 2011137364A RU 2011137364/06 A RU2011137364/06 A RU 2011137364/06A RU 2011137364 A RU2011137364 A RU 2011137364A RU 2011137364 A RU2011137364 A RU 2011137364A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
compressor
axis
prsgt
ktad
Prior art date
Application number
RU2011137364/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2533285C2 (en
Inventor
Борис Моисеевич Фортус
Андрей Анатольевич Попов
Original Assignee
Борис Моисеевич Фортус
Андрей Анатольевич Попов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Борис Моисеевич Фортус, Андрей Анатольевич Попов filed Critical Борис Моисеевич Фортус
Priority to RU2011137364/06A priority Critical patent/RU2533285C2/en
Publication of RU2011137364A publication Critical patent/RU2011137364A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2533285C2 publication Critical patent/RU2533285C2/en

Links

Abstract

1. Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ), включающий в себя: входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, газовую турбину, реактивное сопло, редуктор, отличающийся тем, что камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции.2. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что выработка мощности для вращения компрессора происходит на двух ступенях газовой турбины, расположенных по разные стороны от оси двигателя и связанные единым валом, расположенным перпендикулярно к оси вала компрессора, возникающие силы не влияют на значение осевой силы (тяги), создаваемой компрессором.3. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что используемая для привода компрессора газовая турбина с расположенными по разные стороны от оси ступенями, размещена горизонтально по отношению к строительной оси воздушного судна, с обратным подводом рабочего тела (газа) к одной (нижней) из ступеней газовой турбины, суммарная сила, возникающая при обтекании рабочим телом (газом) лопаток газовой турбины создает дополнительную подъемную силу.4. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что поперечное расположение газовой турбины сокращает длину двигателя и соответственно уменьшает его массу, за счет уменьшения длины вала.5. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что расположенная по оси двигателя камера сгорания имеет значительно меньшую массу, за счет уменьшения ее объема.1. A compressor-turbine aircraft engine with a transverse gas turbine stage (KTAD with PRSGT), including: an input device, a compressor, a counter-flow combustion chamber, a gas turbine, a jet nozzle, a gearbox, characterized in that the combustion chamber is located along the axis of the engine in the center of the structure. 2. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the power generation for compressor rotation occurs at two stages of the gas turbine located on opposite sides of the engine axis and connected by a single shaft located perpendicular to the axis of the compressor shaft, the forces arising do not affect the axial value force (traction) generated by the compressor. 3. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the gas turbine used to drive the compressor with steps located on opposite sides of the axis is placed horizontally with respect to the aircraft construction axis, with the working fluid (gas) back fed to one (lower) from the steps of a gas turbine, the total force arising when the blades of a gas turbine flow around a working fluid (gas) creates additional lifting force. 4. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the transverse arrangement of the gas turbine reduces the length of the engine and, accordingly, reduces its mass, by reducing the length of the shaft. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the combustion chamber located along the axis of the engine has a significantly lower mass due to a decrease in its volume.

Claims (5)

1. Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ), включающий в себя: входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, газовую турбину, реактивное сопло, редуктор, отличающийся тем, что камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции.1. A compressor-turbine aircraft engine with a transverse gas turbine stage (KTAD with PRSGT), including: an input device, a compressor, a counter-flow combustion chamber, a gas turbine, a jet nozzle, a gearbox, characterized in that the combustion chamber is located along the axis of the engine in the center of the structure. 2. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что выработка мощности для вращения компрессора происходит на двух ступенях газовой турбины, расположенных по разные стороны от оси двигателя и связанные единым валом, расположенным перпендикулярно к оси вала компрессора, возникающие силы не влияют на значение осевой силы (тяги), создаваемой компрессором.2. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the power generation for compressor rotation occurs at two stages of the gas turbine located on opposite sides of the engine axis and connected by a single shaft located perpendicular to the axis of the compressor shaft, the forces that arise do not affect value of axial force (thrust) generated by the compressor. 3. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что используемая для привода компрессора газовая турбина с расположенными по разные стороны от оси ступенями, размещена горизонтально по отношению к строительной оси воздушного судна, с обратным подводом рабочего тела (газа) к одной (нижней) из ступеней газовой турбины, суммарная сила, возникающая при обтекании рабочим телом (газом) лопаток газовой турбины создает дополнительную подъемную силу.3. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the gas turbine used to drive the compressor with steps located on opposite sides of the axis is placed horizontally with respect to the aircraft construction axis, with the working fluid (gas) back fed to one ( bottom) of the steps of a gas turbine, the total force arising from the flow around the working fluid (gas) of the blades of the gas turbine creates additional lifting force. 4. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что поперечное расположение газовой турбины сокращает длину двигателя и соответственно уменьшает его массу, за счет уменьшения длины вала.4. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the transverse arrangement of the gas turbine reduces the length of the engine and accordingly reduces its mass, by reducing the length of the shaft. 5. КТАД с ПРСГТ по п.1, отличающийся тем, что расположенная по оси двигателя камера сгорания имеет значительно меньшую массу, за счет уменьшения ее объема. 5. KTAD with PRSGT according to claim 1, characterized in that the combustion chamber located along the axis of the engine has a significantly lower mass due to a decrease in its volume.
RU2011137364/06A 2011-09-09 2011-09-09 Compressor-turbine engine with crosswise arrangement of gas turbine stages RU2533285C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011137364/06A RU2533285C2 (en) 2011-09-09 2011-09-09 Compressor-turbine engine with crosswise arrangement of gas turbine stages

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011137364/06A RU2533285C2 (en) 2011-09-09 2011-09-09 Compressor-turbine engine with crosswise arrangement of gas turbine stages

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011137364A true RU2011137364A (en) 2013-03-20
RU2533285C2 RU2533285C2 (en) 2014-11-20

Family

ID=49123422

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011137364/06A RU2533285C2 (en) 2011-09-09 2011-09-09 Compressor-turbine engine with crosswise arrangement of gas turbine stages

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2533285C2 (en)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU47508A1 (en) * 1935-11-21 1936-06-30 Е.В. Кюн Internal combustion turbine
GB1024969A (en) * 1964-09-14 1966-04-06 Rolls Royce Helicopter power plant
JPH07301150A (en) * 1994-05-06 1995-11-14 Isamu Nemoto Cross compound turbofan
RU2127818C1 (en) * 1996-07-25 1999-03-20 Пухлик Илья Борисович Intershaft combustion turbine engine
RU2272926C1 (en) * 2005-05-31 2006-03-27 Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") Hybrid jet engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2533285C2 (en) 2014-11-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2637159C2 (en) Gas turbine engine with high-speed turbine section of low pressure
RU2017103126A (en) HYBRIDIZATION OF COMPRESSORS OF TURBOJET ENGINE
RU2667199C2 (en) Method for setting gear ratio of fan drive gear system of gas turbine engine
RU2631953C2 (en) Gas turbine engine with high-speed turbine section of low pressure
EP2535548A3 (en) Turbine section of high bypass turbofan
EP2597274A3 (en) Gas turbine engine lockout-time reduction
WO2013169316A3 (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
SG10201901074VA (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
RU2014134968A (en) LOW NOISE TURBINE FOR REDUCED TURBO-FAN ENGINE
EP2728140A3 (en) Booster assembly for gas turbine engine comprising a gearing
EP2543867A3 (en) Efficient, low pressure ratio propeller for gas turbine engines
RU2014113686A (en) GEAR FAN DESIGN FOR FAN DRIVE
WO2011097121A3 (en) Cooling of turbine components using combustor shell air
EP2365184A3 (en) Gas turbine engine with tie shaft for axial high pressure compressor rotor
EP2562387A3 (en) Power plant and method of use
WO2014158244A3 (en) Intercooled gas turbine with closed combined power cycle
EP4239180A3 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
WO2010111357A3 (en) High-flow-capacity centrifugal hydrogen gas compression systems, methods and components therefor
EP2228515A3 (en) Two-shaft gas turbine system
WO2015105594A3 (en) Ultra high overall pressure ratio gas turbine engine
WO2013001361A3 (en) Apparatus and method for reducing air mass flow for extended range low emissions combustion for single shaft gas turbines
RU2014134785A (en) GAS-TURBINE ENGINE WITH HIGH-SPEED TURBINE LOW PRESSURE SECTION AND CONSTRUCTION FEATURES OF BEARING SUPPORTS
RU2016139609A (en) GAS-TURBINE ENGINE, TWO-MOTOR HELICOPTER, FITTED WITH SUCH A GAS-TURBINE ENGINE, AND METHOD FOR OPTIMIZING A SUPERGASM MODE WITH ZERO POWER OF SUCH TWO-AND-TWO
EP2784287A3 (en) Gas turbine apparatus
WO2013115994A3 (en) Gas turbine engine with variable area fan nozzle positioned for starting

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20140320

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20140520

HE9A Changing address for correspondence with an applicant
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170910