RU2016111698A - Двигатель - Google Patents
Двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2016111698A RU2016111698A RU2016111698A RU2016111698A RU2016111698A RU 2016111698 A RU2016111698 A RU 2016111698A RU 2016111698 A RU2016111698 A RU 2016111698A RU 2016111698 A RU2016111698 A RU 2016111698A RU 2016111698 A RU2016111698 A RU 2016111698A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- transfer medium
- heat transfer
- heat exchanger
- engine according
- fuel
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 17
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 15
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims 12
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims 12
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 2
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims 2
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims 2
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims 1
- 238000011017 operating method Methods 0.000 claims 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
- F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
- F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
- F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Claims (47)
1. Двигатель, содержащий:
ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
компрессор для подачи окислителя под давлением в камеру сгорания;
первый теплообменник, имеющий впуск и выпуск и установленный для охлаждения окислителя, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием указанным компрессором;
контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;
устройство подачи топлива для подачи топлива;
второй теплообменник, установленный для охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого устройством подачи топлива;
первый циркуляционный насос для циркуляции теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды и подачи теплопередающей среды к впуску первого теплообменника;
второй циркуляционный насос, расположенный ниже по потоку от выпуска первого теплообменника;
причем двигатель выполнен с возможностью работы в первом режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника.
2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий:
третий теплообменник, выполненный с возможностью охлаждения теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника с использованием указанного топлива,
причем двигатель выполнен с возможностью работы во втором режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника после охлаждения третьим теплообменником.
3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий перепускной канал, который может быть использован для перепуска топлива мимо третьего теплообменника в первом режиме работы.
4. Двигатель по любому предшествующему пункту, который дополнительно содержит турбину, выполненную с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника для привода указанного компрессора.
5. Двигатель по п. 4, дополнительно содержащий четвертый теплообменник, выполненный с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в указанную турбину.
6. Двигатель по п. 5, дополнительно содержащий камеру предварительного сгорания, выполненную с возможностью предварительного нагрева топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания, при этом выпуск из камеры предварительного сгорания соединен с четвертым теплообменником для нагрева указанной теплопередающей среды.
7. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, дополнительно содержащий резервуар окислителя, причем двигатель выполнен с возможностью работы в третьем режиме, в котором окислитель подается из указанного резервуара окислителя.
8. Двигатель по п. 7, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый теплообменник.
9. Двигатель по п. 8, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый циркуляционный насос и приводится в движение в контуре теплопередающей среды посредством второго циркуляционного насоса.
10. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, дополнительно содержащий воздухозаборник для подачи воздуха в качестве указанного окислителя.
11. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.
12. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды в контуре теплопередающей среды.
13. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором устройство подачи топлива выполнено с возможностью подачи водорода в качестве указанного топлива.
14. Способ эксплуатации двигателя, включающий:
сгорание топлива и окислителя в ракетной камере сгорания;
подачу окислителя под давлением в камеру сгорания с помощью компрессора;
охлаждение окислителя, подаваемого в компрессор перед сжатием, с использованием первого теплообменника, имеющего впуск и выпуск, и теплопередающей среды, и
в первом режиме работы, подачу по контуру теплопередающей среды теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника для регулирования распределения температуры в первом теплообменнике.
15. Способ эксплуатации двигателя по п. 14, дополнительно включающий, во втором режиме работы, охлаждение теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого теплообменника, перед подачей теплопередающей среды в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
16. Способ эксплуатации двигателя по п. 15, в котором во втором режиме работы расход теплопередающей среды в первом теплообменнике ниже по потоку от промежуточной точки вдвое больше расхода теплопередающей среды выше по потоку от промежуточной точки.
17. Способ эксплуатации двигателя по п. 14 или 15, в котором
первый циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды на впуск первого теплообменника, а
второй циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника на впуск или в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
18. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором используют топливо для охлаждения теплопередающей среды во втором теплообменнике перед подачей в первый теплообменник.
19. Способ эксплуатации двигателя по п. 16, в котором теплопередающую среду охлаждают в третьем теплообменнике топливом перед его подачей в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
20. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором окислителем служит воздух, а топливом служит водород.
21. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором теплопередающей средой служит гелий.
22. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором топливо используют для привода турбин, связанных с первым и вторым циркуляционными насосами.
23. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос.
24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, в котором в третьем режиме работы окислитель подают в виде жидкого кислорода.
25. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором топливо подают в камеру предварительного сгорания для предварительного сжигания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания.
26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, в котором выпуск из камеры предварительного сгорания используют для подогрева теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника перед подачей теплопередающей среды в турбину для привода компрессора.
27. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос, и первый циркуляционный насос используют исключительно для приведения в движение теплопередающей среды.
28. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором в первом режиме работы до 25% теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника подают на впуск первого теплообменника.
29. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором двигатель установлен в воздушном летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.
30. Воздушный летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-13.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB1318108.6 | 2013-10-11 | ||
| GB1318108.6A GB2519152B (en) | 2013-10-11 | 2013-10-11 | Engine |
| US14/296,620 US10012177B2 (en) | 2013-10-11 | 2014-06-05 | Engine comprising a rocket combustion chamber and a heat exchanger |
| US14/296,620 | 2014-06-05 | ||
| PCT/GB2014/000409 WO2015052473A1 (en) | 2013-10-11 | 2014-10-10 | Engine |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016111698A true RU2016111698A (ru) | 2017-11-16 |
| RU2016111698A3 RU2016111698A3 (ru) | 2018-08-09 |
| RU2669220C2 RU2669220C2 (ru) | 2018-10-09 |
Family
ID=49679975
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016111698A RU2669220C2 (ru) | 2013-10-11 | 2014-10-10 | Двигатель |
Country Status (12)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10012177B2 (ru) |
| EP (1) | EP3055542B1 (ru) |
| JP (1) | JP6475235B2 (ru) |
| KR (1) | KR102161996B1 (ru) |
| CN (1) | CN105705760B (ru) |
| AU (1) | AU2014333587B2 (ru) |
| CA (1) | CA2926151C (ru) |
| GB (1) | GB2519152B (ru) |
| IL (1) | IL244981B (ru) |
| RU (1) | RU2669220C2 (ru) |
| UA (1) | UA120501C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015052473A1 (ru) |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106593683A (zh) * | 2015-10-17 | 2017-04-26 | 熵零控股股份有限公司 | 过程发动机 |
| CN106014637B (zh) * | 2016-06-07 | 2017-12-19 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机 |
| CN107939528B (zh) * | 2017-11-27 | 2020-05-05 | 北京航空航天大学 | 基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统 |
| CN107989699B (zh) * | 2017-11-27 | 2019-09-27 | 北京航空航天大学 | 基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统 |
| CN108757182B (zh) * | 2018-05-29 | 2019-12-13 | 中国人民解放军国防科技大学 | 吸气式火箭发动机及高超声速飞机 |
| CN108759261B (zh) * | 2018-07-18 | 2019-09-27 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种并联预冷器及其除冰方法 |
| CN109372657B (zh) * | 2018-08-31 | 2021-09-07 | 西安航天动力研究所 | 一种新型预冷空气组合发动机 |
| CN109578134B (zh) * | 2018-11-23 | 2020-10-23 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种氢氧回收利用系统及其应用 |
| GB2584094B (en) * | 2019-05-20 | 2022-01-26 | Rolls Royce Plc | Engine |
| GB2596433B (en) * | 2019-05-30 | 2023-11-15 | Reaction Engines Ltd | Engine |
| CN110489863B (zh) * | 2019-08-20 | 2023-05-26 | 成立航空技术(成都)有限公司 | 航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法 |
| US11692479B2 (en) | 2019-10-03 | 2023-07-04 | General Electric Company | Heat exchanger with active buffer layer |
| TWI776218B (zh) * | 2020-08-31 | 2022-09-01 | 台灣晉陞太空股份有限公司 | 火箭推進器的電動機及燃料動力混合系統 |
| US11946419B2 (en) * | 2022-02-23 | 2024-04-02 | General Electric Company | Methods and apparatus to produce hydrogen gas turbine propulsion |
| US12006878B2 (en) | 2022-05-04 | 2024-06-11 | General Electric Company | Methods and apparatus to operate gas turbines with hydrogen as the combusting fuel |
Family Cites Families (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3561217A (en) * | 1961-01-25 | 1971-02-09 | Marquardt Corp | Liquid air engine cycle with reliquefaction |
| US3452541A (en) * | 1961-02-09 | 1969-07-01 | Marquardt Corp | Liquid air jet propulsion engine and method of operating same |
| US3775977A (en) * | 1961-08-23 | 1973-12-04 | Marquardt Corp | Liquid air engine |
| US3747339A (en) * | 1961-11-13 | 1973-07-24 | Texaco Inc | Reaction propulsion engine and method of operation |
| US3389555A (en) * | 1962-01-22 | 1968-06-25 | Marquardt Corp | Hydrogen conversion and restorage work cycle |
| US3740949A (en) * | 1963-11-20 | 1973-06-26 | Texaco Inc | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine |
| US3638719A (en) * | 1964-02-20 | 1972-02-01 | Texaco Inc | Heat exchanger |
| US3516254A (en) * | 1967-09-11 | 1970-06-23 | United Aircraft Corp | Closed-loop rocket propellant cycle |
| FR2524559A1 (fr) * | 1982-04-02 | 1983-10-07 | Semt | Procede de recuperation d'energie dans un generateur de puissance, et generateur de puissance pour la mise en oeuvre dudit procede |
| GB2240815B (en) * | 1983-12-23 | 1991-12-18 | Alan Bond | Improvements in aerospace propulsion |
| DE3617757C1 (ru) * | 1986-05-30 | 1987-07-02 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De | |
| GB2241319B (en) * | 1987-08-15 | 1991-11-27 | Rolls Royce Plc | Heat exchanger |
| JPH079219B2 (ja) * | 1988-09-13 | 1995-02-01 | 三菱重工業株式会社 | ロケットエンジン |
| RU2106511C1 (ru) * | 1992-12-30 | 1998-03-10 | Ермишин Александр Викторович | Ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа |
| IL164183A0 (en) | 1999-03-10 | 2005-12-18 | Williams Int Co Llc | A rotor system for a rocket engine |
| JP3120113B1 (ja) * | 1999-11-10 | 2000-12-25 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 高速航空機用ジェットエンジン |
| CA2437060C (en) * | 2001-12-03 | 2007-03-27 | The Tokyo Electric Power Company, Incorporated | Exhaust heat recovery system |
| US6808145B2 (en) * | 2002-02-08 | 2004-10-26 | Cu Aerospace | Dual-mode airbreathing propulsion system |
| US6981364B2 (en) | 2003-07-22 | 2006-01-03 | National Aerospace Laboratory Of Japan | Combine engine for single-stage spacecraft |
| US7418814B1 (en) * | 2005-06-30 | 2008-09-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Dual expander cycle rocket engine with an intermediate, closed-cycle heat exchanger |
| US7784269B1 (en) * | 2006-08-25 | 2010-08-31 | Xcor Aerospace | System and method for cooling rocket engines |
| US7784296B2 (en) | 2007-03-08 | 2010-08-31 | Nordyne Inc. | System and method for controlling an air conditioner or heat pump |
| CN101149028A (zh) | 2007-11-14 | 2008-03-26 | 哈尔滨工业大学 | 一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道 |
| US20110220317A1 (en) * | 2010-03-11 | 2011-09-15 | Kelix Heat Transfer Systems, Llc | Apparatus and process for controlling the flow rate of heat transferring fluid flowing through a ground loop heat exchanging (glhe) subsystem constructed from one or more ground heat exchangers (ghe) while operably connected to geothermal equipment (gte) including a refrigerant compressor and associated with a geothermal system |
| HK1169901A2 (en) * | 2011-08-25 | 2013-02-08 | Kenneth Keung Yum Yu | System of geothermal cooling for photovoltaic solar panels and application thereof |
-
2013
- 2013-10-11 GB GB1318108.6A patent/GB2519152B/en active Active
-
2014
- 2014-06-05 US US14/296,620 patent/US10012177B2/en active Active
- 2014-10-10 RU RU2016111698A patent/RU2669220C2/ru active
- 2014-10-10 WO PCT/GB2014/000409 patent/WO2015052473A1/en active Application Filing
- 2014-10-10 KR KR1020167011362A patent/KR102161996B1/ko active IP Right Grant
- 2014-10-10 EP EP14784340.3A patent/EP3055542B1/en active Active
- 2014-10-10 AU AU2014333587A patent/AU2014333587B2/en active Active
- 2014-10-10 CN CN201480060244.7A patent/CN105705760B/zh active Active
- 2014-10-10 JP JP2016521296A patent/JP6475235B2/ja active Active
- 2014-10-10 CA CA2926151A patent/CA2926151C/en active Active
- 2014-10-10 UA UAA201603350A patent/UA120501C2/uk unknown
-
2016
- 2016-04-07 IL IL244981A patent/IL244981B/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105705760B (zh) | 2019-08-30 |
| EP3055542B1 (en) | 2023-11-01 |
| AU2014333587B2 (en) | 2018-06-07 |
| EP3055542A1 (en) | 2016-08-17 |
| GB2519152A (en) | 2015-04-15 |
| WO2015052473A8 (en) | 2016-04-14 |
| JP2016539271A (ja) | 2016-12-15 |
| RU2669220C2 (ru) | 2018-10-09 |
| US20150101308A1 (en) | 2015-04-16 |
| KR102161996B1 (ko) | 2020-10-06 |
| IL244981B (en) | 2020-08-31 |
| US10012177B2 (en) | 2018-07-03 |
| GB201318108D0 (en) | 2013-11-27 |
| AU2014333587A1 (en) | 2016-04-21 |
| CN105705760A (zh) | 2016-06-22 |
| UA120501C2 (uk) | 2019-12-26 |
| WO2015052473A1 (en) | 2015-04-16 |
| KR20160068826A (ko) | 2016-06-15 |
| JP6475235B2 (ja) | 2019-02-27 |
| CA2926151A1 (en) | 2015-04-16 |
| GB2519152B (en) | 2016-09-07 |
| IL244981A0 (en) | 2016-05-31 |
| CA2926151C (en) | 2021-10-19 |
| RU2016111698A3 (ru) | 2018-08-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2016111698A (ru) | Двигатель | |
| US11686250B2 (en) | Gas turbine energy supplementing systems and heating systems, and methods of making and using the same | |
| JP6612272B2 (ja) | ジェットエンジン冷気冷却システム | |
| JP6039056B2 (ja) | ガスタービンエンジン用の圧縮空気注入システム方法および装置 | |
| RU2016111699A (ru) | Двигатель | |
| RU2016139489A (ru) | Способ (варианты) использования конденсата для повышения эффективности двигателя | |
| KR101555501B1 (ko) | 발전 유닛 및 이러한 발전 유닛의 작동 방법 | |
| US8726657B2 (en) | Air turbine driven EGR pump for diesel engines | |
| US10563581B2 (en) | System and method of compressor inlet temperature control with eductor | |
| JP2014517180A5 (ru) | ||
| RU2014143768A (ru) | Газовая турбина с регулируемой системой воздушного охлаждения | |
| RU2013116450A (ru) | Способ и система управления вторичным потоком | |
| RU2013125143A (ru) | Нагнетательная система для газотурбинной системы, газотурбинная система и способ работы газовой турбины | |
| JP2004360700A (ja) | ガスタービンエンジンを作動させる方法及び装置 | |
| US10619568B2 (en) | System and method of compressor inlet temperature control with mixing chamber | |
| CN105579688A (zh) | 燃气涡轮机、燃气涡轮机的控制装置和燃气涡轮机的运转方法 | |
| US20170342900A1 (en) | System and method of compressor inlet temperature control with eductor | |
| US20170342902A1 (en) | System and method of compressor inlet temperature control | |
| JP2013148092A (ja) | 液体燃料加熱システム | |
| CN106762155B (zh) | 一种基于涡轮-压气机的逆升压式气源系统 | |
| RU161865U1 (ru) | Маслосистема газотурбинной энергетической установки | |
| RU2599082C1 (ru) | Газотурбодетандерная энергетическая установка компрессорной станции магистрального газопровода | |
| CN107192557B (zh) | 一种高速内燃机模拟增压系统试验装置 | |
| RU2515910C1 (ru) | Газотурбинная установка с тепловым насосом | |
| RU2545261C2 (ru) | Газотурбинная установка повышенной эффективности |