RU2029118C1 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2029118C1 RU2029118C1 SU4635158A RU2029118C1 RU 2029118 C1 RU2029118 C1 RU 2029118C1 SU 4635158 A SU4635158 A SU 4635158A RU 2029118 C1 RU2029118 C1 RU 2029118C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- combustion chamber
- air
- compressor
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а также может быть использовано при разработке и производстве судовых и автомобильных ГТД. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and can also be used in the development and production of ship and automobile cargo-and-gas turbine engines.
Известна конструктивная схема жидкостно-воздушного двигателя [1], в котором весь воздух, поступающий в воздухосборник, сжижается жидким водородом в специальном теплообменнике и после этого насосом подается в камеру сгорания, туда же подается газифицированный водород. A known design of a liquid-air engine [1], in which all the air entering the air collector, is liquefied with liquid hydrogen in a special heat exchanger and after that it is pumped into the combustion chamber, gasified hydrogen is also supplied there.
Недостатком двигателя является то, что для охлаждения воздуха необходимо количество водорода, превышающее стехиометрическую величину. The disadvantage of the engine is that for the cooling of the air an amount of hydrogen is required in excess of the stoichiometric value.
Наиболее близким к изобретению техническим решением является установка [2] , содержащая компрессор низкого давления, выход из которого подключен к камере сгорания низкого давления и к компрессору высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбины высокого и низкого давления. Closest to the invention, the technical solution is the installation [2], comprising a low pressure compressor, the outlet of which is connected to a low pressure combustion chamber and to a high pressure compressor, a high pressure combustion chamber, high and low pressure turbines.
Недостатком прототипа является не использование хладоресурса криогенного топлива, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя. The disadvantage of the prototype is not the use of cold resources of cryogenic fuel, which reduces the operational characteristics of the engine.
Целью изобретения является расширение диапазонов работы. The aim of the invention is the expansion of the ranges of work.
Поставленная цель достигается тем, что во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, соединяющий полость за свободным каскадом компрессора со вспомогательной камерой сгорания, включающий горячую сторону дополнительного теплообменника, подсоединенного холодной стороной к топливному насосу и холодной стороне второго теплообменника, дополнительный насос для нагнетания сжиженного воздуха и холодные стороны первого и третьего теплообменников, а также во вспомогательном контуре выходное сечение каналов охлаждения неподвижных деталей турбины соединено с камерой сгорания промежуточного подогрева. This goal is achieved by the fact that an additional air path is introduced into the auxiliary circuit connecting the cavity behind the free cascade of the compressor with the auxiliary combustion chamber, including the hot side of the additional heat exchanger, the cold side connected to the fuel pump and the cold side of the second heat exchanger, an additional pump for pumping liquefied air and cold sides of the first and third heat exchangers, as well as in the auxiliary circuit, the output section of the cooling channels n The fixed parts of the turbine are connected to the intermediate heating combustion chamber.
На чертеже изображена схема двигателя. The drawing shows a diagram of the engine.
Газотурбинный двигатель состоит из основного контура, вспомогательного контура и топливного тракта. Основной контур включает компрессор 1, свободный каскад компрессора 2, камеру сгорания 3 и турбину 4. Вспомогательный контур содержит дополнительный теплообменник 5, насос 6, теплообменники 7 и 8, вспомогательный компрессор 9, теплообменник 10, каналы охлаждения 11, вспомогательную камеру сгорания 12, вспомогательную турбину 13, камеру сгорания промежуточного подогрева 14 и свободную турбину 15. Вспомогательный контур состоит из двух параллельных трактов, начинающихся за свободным каскадом компрессора 2 и заканчивающихся в камере сгорания промежуточного подогрева 14. Топливный тракт включает бак 16, топливный насос 17 и перепускной кран 18. A gas turbine engine consists of a main circuit, an auxiliary circuit and a fuel path. The main circuit includes a compressor 1, a free stage of
Двигатель работает следующим образом. The engine operates as follows.
После сжатия в компрессоре 1 и свободном каскаде компрессора 2 основная часть воздуха поступает в камеру сгорания 3, где нагревается. В турбине 4 газ расширяется с выделением механической энергии и далее поступает в реактивное сопло. За свободным каскадом компрессора 2 производится отбор воздуха во вспомогательный контур. Часть этого воздуха поступает в теплообменник 5, где он сжижается, насосом 6 повышается его давление. Пройдя через теплообменники 7 и 8, воздух нагревается и поступает затем во вспомогательную камеру сгорания 12. После подогрева в ней продукты сгорания с избыточным количеством топлива расширяются в турбине 13, приводящей во вращение вспомогательный компрессор 9. Вспомогательный компрессор 9 сжимает вторую часть воздуха, отбираемую за свободным каскадом компрессора 2. Вторая часть воздуха перед сжатием охлаждается сжиженным воздухом в теплообменнике 7, а после сжатия в теплообменнике 10 подогретым водородом. После охлаждения горячих деталей турбины эта часть воздуха поступает, как и первая часть воздуха, в камеру сгорания промежуточного подогрева 14, в которой весь кислород воздуха выгорает. В свободную турбину 15 поступает весь расход воздуха вспомогательного контура. Выделившаяся механическая энергия затрачивается на сжатие воздуха в свободном каскаде компрессора 2. Хладоресурс водорода непосредственно расходуется в теплообменниках 5 и 10, куда он подается из бака 16 при помощи топливного насоса 17, а косвенно в теплообменниках 7 и 8. After compression in the compressor 1 and the free stage of the
Из перепускного крана 18 большая часть водорода поступает во вспомогательную камеру сгорания, а небольшая часть идет для охлаждения вспомогательной турбины 13 и трубопровода после нее. From the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4635158 RU2029118C1 (en) | 1989-01-12 | 1989-01-12 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4635158 RU2029118C1 (en) | 1989-01-12 | 1989-01-12 | Gas-turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2029118C1 true RU2029118C1 (en) | 1995-02-20 |
Family
ID=21421753
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4635158 RU2029118C1 (en) | 1989-01-12 | 1989-01-12 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2029118C1 (en) |
-
1989
- 1989-01-12 RU SU4635158 patent/RU2029118C1/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1977, с.216. * |
2. Арсеньев Л.Б. и Тырышкин В.Г. Комбинированные установки с газовыми турбинами. Л.: Машиностроение, 1982, с.149, рис.IV-23. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7600368B2 (en) | High compression gas turbine with superheat enhancement | |
US6050080A (en) | Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/ combustion air for a gas turbine engine | |
CN109681329B (en) | Gas turbine energy supplement system and heating system | |
US4660376A (en) | Method for operating a fluid injection gas turbine engine | |
US20050262848A1 (en) | Methods and apparatus for operating gas turbine engines | |
US20120047906A1 (en) | Combustion turbine cooling media supply method | |
US4271665A (en) | Installation for generating pressure gas or mechanical energy | |
US3705491A (en) | Jet engine air compressor | |
JPH0791279A (en) | Recovery method of heat energy from combustion product of gas turbine engine | |
US11685541B2 (en) | Turbo engine with cooler for cooling inlet air and turbine for expanding cryogenic fuel | |
US8033116B2 (en) | Turbomachine and a method for enhancing power efficiency in a turbomachine | |
US5992139A (en) | Turbine engine with turbocompressor for supplying atomizing fluid to turbine engine fuel system | |
US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
EP3680466A1 (en) | Structural arrangement in a low-temperature turbocompressor for an internal combustion engine | |
RU2478811C2 (en) | Ventilation and supercharging of turbo-machine components | |
US20240167427A1 (en) | Inter-cooled preheat of steam injected turbine engine | |
RU2029118C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2029119C1 (en) | Gas-turbine plant | |
RU2369808C2 (en) | Trigeneration gas turbine plant | |
CN115680881A (en) | Dual cycle intercooled engine architecture | |
US3721093A (en) | Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine | |
RU2179255C2 (en) | Hypersonic cryogenic air-jet engine | |
RU2029117C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2239080C1 (en) | Gas-turbine engine with turbocooler at inlet | |
RU2735880C1 (en) | Method of using gas-air thermodynamic cycle for increasing efficiency of small turbo-engine |