RU2094640C1 - Double-flow turbojet engine with heat exchanger - Google Patents

Double-flow turbojet engine with heat exchanger Download PDF

Info

Publication number
RU2094640C1
RU2094640C1 RU94025919A RU94025919A RU2094640C1 RU 2094640 C1 RU2094640 C1 RU 2094640C1 RU 94025919 A RU94025919 A RU 94025919A RU 94025919 A RU94025919 A RU 94025919A RU 2094640 C1 RU2094640 C1 RU 2094640C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat exchanger
air
channels
pressure compressor
engine
Prior art date
Application number
RU94025919A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU94025919A (en
Inventor
Николай Тимофеевич Бобоед
Original Assignee
Николай Тимофеевич Бобоед
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 Николай Тимофеевич Бобоед filed Critical Николай Тимофеевич Бобоед
Priority to RU94025919A priority Critical patent/RU2094640C1/en
Publication of RU94025919A publication Critical patent/RU94025919A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2094640C1 publication Critical patent/RU2094640C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: manufacture of air-craft engines. SUBSTANCE: heat exchanger of engine is located after fan between inner and outer casings of engine. Heat exchanger consists of set of spiral profiles with inner passages and outer fins. Outer casing of engine is corrugated to connect spiral profiles. EFFECT: enhanced efficiency. 4 dwg

Description

Изобретение относится в двигателестроению и может быть использовано на тяжелых транспортных самолетах и пассажирских аэробусах. The invention relates to engine building and can be used on heavy transport aircraft and passenger air buses.

Во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя установлен теплообменник. Это позволяет увеличить Пк компрессора в три раза по сравнению с существующими двигателями. В этом случае температура воздуха за компрессором высокого давления получается ниже, чем у существующих двигателях, а это значит, что увеличивается удельная тяга двигателя за счет большего подвода топлива в камеру сгорания. Сжатый воздух после компрессора среднего давления поступает в теплообменник, где отдает свою тепловую энергию воздуху второго контура. За счет подогрева воздуха второго контура его скорость увеличивается, что увеличивает тягу двигателя и улучшает экономичность двигателя. Охлажденный воздух в теплообменнике проходит по каналам наружного корпуса, где дополнительно охлаждается обтекаемым наружным воздухом, и попадает в компрессор высокого давления. За счет того, что температура воздуха значительно ниже, чем в существующих двигателях, работа компрессора высокого давления уменьшается на 1/3 и составляет примерно такую же величину, как и свободная энергия турбины. Значит, свободная энергия турбины увеличивается в два раза. Если у существующих ДТРД вентилятор при Пк 1,42 прокачивает через второй контур в пять раз больше воздуха m 5, то у предлагаемого двигателя можно степень двухконтурности увеличить в два раза. Теплообменник выполнен из набора сегментов спиралевидной формы из легкого металла, например из алюминия. За счет выполнения сегментов по спирали Архимеда сохраняется равномерный шаг между сегментами, что позволяет набрать максимальную площадь теплообмена при минимальном объеме теплообменника. По внутренним каналам сегментов проходит сжатый воздух и его примерно в десять раз меньше, чем прокачиваемого воздуха по наружным каналам, поэтому внутренние каналы по проходным сечениям могут быть значительно меньше, чем наружные каналы. Внутренний воздух, сжатый примерно до 10 ата, имеет значительно больший коэффициент теплоотдачи, чем у наружного воздуха, значит и внутренняя площадь теплообменника должна быть значительно меньше, чем наружная. Наружная поверхность теплообменника набирается за счет оребренной поверхности сегментов. Для устранения вибраций сегментов и создания необходимой жесткости по наружной поверхности сегментов выполняются упоры, на которые сегменты опираются и образуют единый узел.A heat exchanger is installed in the second circuit of the turbofan engine. This allows you to increase P to the compressor three times in comparison with existing engines. In this case, the air temperature behind the high-pressure compressor is lower than that of existing engines, which means that the specific thrust of the engine increases due to a larger supply of fuel into the combustion chamber. The compressed air after the medium-pressure compressor enters the heat exchanger, where it gives its thermal energy to the secondary air. By heating the air of the second circuit, its speed increases, which increases the thrust of the engine and improves the efficiency of the engine. The cooled air in the heat exchanger passes through the channels of the outer casing, where it is additionally cooled by the streamlined outside air, and enters the high-pressure compressor. Due to the fact that the air temperature is much lower than in existing engines, the operation of the high-pressure compressor decreases by 1/3 and is approximately the same as the free energy of the turbine. This means that the free energy of the turbine doubles. If an existing DTRD fan at P to 1.42 pumps five times more air m 5 through the second circuit, then the proposed engine can be doubled. The heat exchanger is made of a set of spiral-shaped segments of light metal, such as aluminum. Due to the execution of segments in a spiral of Archimedes, a uniform step between the segments is maintained, which allows you to gain the maximum heat transfer area with a minimum heat exchanger volume. Compressed air passes through the internal channels of the segments and it is about ten times less than the pumped air through the external channels, so the internal channels through the passage sections can be much smaller than the external channels. The internal air, compressed to about 10 atm, has a much higher heat transfer coefficient than that of the external air, which means that the internal area of the heat exchanger should be much smaller than the external. The outer surface of the heat exchanger is recruited due to the finned surface of the segments. To eliminate the vibrations of the segments and create the necessary stiffness on the outer surface of the segments, stops are made on which the segments rest and form a single unit.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности m 5 и Пв 1,42 вентилятора, степень повышения давления компрессора равна 27 [1]
Основным недостатком его является невысокая степень повышения давления компрессора Пк 27 при большой механической работе, затрачиваемой на привод компрессора газовой турбиной. В связи с этим на привод вентилятора остается незначительная свободная энергия газовой турбины. Это снижает удельную мощность двигателя и его экономичность.Known dual-circuit turbojet engine with a large bypass ratio of m 5 and P in 1.42 fans, the degree of compressor pressure increase is 27 [1]
Its main disadvantage is the low degree of increase in compressor pressure P to 27 with large mechanical work spent on the compressor drive by a gas turbine. In this regard, a slight free energy of the gas turbine remains on the fan drive. This reduces the specific power of the engine and its efficiency.

Известен двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, установленный в наружном контуре, компрессор среднего давления, установленный во внутреннем корпусе, компрессор высокого давления, теплообменник, расположенный за вентилятором, между наружным и внутренним корпусом двигателя [2]
Недостатком известного двигателя является низкая экономичность.Known dual-circuit engine containing a fan installed in the outer circuit, a medium pressure compressor installed in the inner casing, a high pressure compressor, a heat exchanger located behind the fan, between the outer and inner engine casing [2]
A disadvantage of the known engine is its low efficiency.

Задачей изобретения является повышение удельной мощности и экономичности двигателя. The objective of the invention is to increase the specific power and efficiency of the engine.

Задача достигается тем, что за вентилятором между наружным и внутренним корпусом устанавливается теплообменник, выполненный в виде спиралевидных сегментов с наружным оребрением и внутренними каналами. В наружном корпусе выполнены каналы, которые омываются наружным воздухом, что дополнительно снижает температуру сжимаемого в компрессоре воздуха, и значительно уменьшается работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в компрессоре высокого давления газовой турбиной. Сбрасываемая тепловая энергия сжатого воздуха первого контура подогревает воздух второго контура, что увеличивает его скорость, а значит и удельный импульс двигателя, а это приводит к увеличению экономичности двигателя. The task is achieved by the fact that behind the fan between the outer and inner casing a heat exchanger is installed, made in the form of spiral segments with external fins and internal channels. In the outer casing there are channels that are washed by outside air, which further reduces the temperature of the air compressed in the compressor, and significantly reduces the work required to compress the air in the high-pressure compressor by a gas turbine. The discharged thermal energy of the compressed air of the first circuit heats the air of the second circuit, which increases its speed, and hence the specific impulse of the engine, and this leads to an increase in engine efficiency.

На фиг. 1 изображен двигатель, общий вид; на фиг. 2 сечение А-А на фиг.1 в увеличенном масштабе; на фиг. 3 узел I на фиг. 2 в увеличенном масштабе; на фиг. 4 сечение Б-Б в увеличенном масштабе. In FIG. 1 shows an engine, a general view; in FIG. 2 section AA in figure 1 on an enlarged scale; in FIG. 3 node I in FIG. 2 on an enlarged scale; in FIG. 4 section BB on an enlarged scale.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником состоит из вентилятора 1, который установлен в корпусе вентилятора 2. За вентилятором расположен компрессор среднего давления 3, который установлен в корпусе компрессора среднего давления 4. За компрессором среднего давления расположен компрессор высокого давления 5, за которым расположена кольцевая камера сгорания 6. За кольцевой камерой сгорания расположены газовые турбины 7, которые посредством валов соединены с компрессорами высокого и среднего давления, а также с вентилятором. За газовой турбиной установлено реактивное сопло 8. За вентилятором между наружным и внутренним корпусом установлен теплообменник 9, который соединен с компрессором среднего давления каналом подвода воздуха в теплообменник 10. Канал отвода воздуха из теплообменника 11 соединяет теплообменник с каналами наружного корпуса 12, которые соединены каналами подвода воздуха 13 в компрессор высокого давления. Каналы в наружном корпусе образованы волнообразной поверхностью корпуса 14, которая позволяет увеличить площадь теплообмена. Теплообменник состоит из набора спиральных профилей теплообменника 15. Эти профили имеют наружное оребрение 16 и внутренние перегородки 17. На наружной поверхности профиля между оребрением расположены упоры профиля 18. Между каналами подвода воздуха расположен теплоизолятор 19, профиль цельнотянутый с внутренними каналами 20, а наружный канал 21 образуется двумя соседними профилями. A dual-circuit turbojet engine with a heat exchanger consists of a fan 1, which is installed in the fan housing 2. Behind the fan there is a medium-pressure compressor 3, which is installed in the medium-pressure compressor case 4. Behind the medium-pressure compressor, there is a high-pressure compressor 5, behind which there is an annular combustion chamber 6. Behind the annular combustion chamber there are gas turbines 7, which are connected via shafts to high and medium pressure compressors, as well as to a fan ohm A jet nozzle 8 is installed behind the gas turbine. Behind the fan, a heat exchanger 9 is installed between the outer and inner casing, which is connected to the medium-pressure compressor by an air supply channel to the heat exchanger 10. An air exhaust channel from the heat exchanger 11 connects the heat exchanger to the channels of the outer casing 12, which are connected by supply channels air 13 to the high pressure compressor. The channels in the outer casing are formed by a wave-like surface of the casing 14, which allows to increase the heat transfer area. The heat exchanger consists of a set of spiral profiles of the heat exchanger 15. These profiles have an external fin 16 and internal partitions 17. On the outer surface of the profile between the fin are profile stops 18. A heat insulator 19 is located between the air supply channels, the profile is seamless with the internal channels 20, and the external channel 21 formed by two adjacent profiles.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником работает следующим образом. A double-circuit turbojet engine with a heat exchanger operates as follows.

Двигатель запускается от внешнего источника энергии раскруткой компрессора аналогично прототипу. В камеру сгорания подается топливо, где происходит его сгорание в сжатом воздухе. За счет выделенной энергии происходит раскрутка турбин до необходимых оборотов, а значит раскручивается вентилятор и компрессор. Всасываемый в двигатель воздух сжимается компрессором среднего давления 3 и по каналу 10 поступает в теплообменник 9. Сжатый в компрессоре воздух имеет высокую температуру и проходит по внутренним каналам 20 теплообменника и омывает внутренние стенки канала и перегородки профиля 17. По наружным каналам 21 прокачивается вентилятором 1 холодный воздух второго контура, который омывает наружные стенки профиля 15 и наружное оребрение профиля 16. Между горячим воздухом первого контура и холодным воздухом второго контура происходит теплообмен, в результате которого воздух первого контура охлаждается почти до температуры воздуха второго контура. В связи с тем, что степень двухконтурности составляет порядка m 10, наружный воздух нагревается в десять раз слабее, чем охлаждается воздух первого контура. Подогрев воздуха второго контура составляет порядка 40-50oC и этот подогрев увеличивает скорость воздуха второго контура, что повышает удельный импульс и экономичность двигателя. Охлажденный воздух первого контура по каналу 11 попадает в каналы 12, которые образуются стенками наружного корпуса 14. Эта поверхность выполнена волнистой для увеличения площади контакта внешнего воздуха, омывающего двигатель при полете. В канале 12 происходит дополнительное охлаждение воздуха первого контура, который по каналу 13 попадает в компрессор высокого давления 5. В связи с тем, что начальная температура воздуха перед компрессором 5 имеет минимальную величину, работа на его сжатие уменьшается, а значит уменьшается работа газовой турбины на привод компрессора высокого давления. Энергия, выделенная в кольцевой камере сгорания 6, преобразуется турбиной 7 в механическую работу. На привод компрессора работа уменьшается на 1/3, а свободная энергия увеличивается в два раза.The engine is started from an external energy source by the compressor spin-up similarly to the prototype. Fuel is supplied to the combustion chamber, where it is burned in compressed air. Due to the energy released, the turbines spin up to the required revolutions, which means that the fan and compressor are untwisted. The air that is sucked into the engine is compressed by the medium-pressure compressor 3 and enters the heat exchanger 9 through the channel 10. The air compressed in the compressor has a high temperature and passes through the internal channels 20 of the heat exchanger and washes the internal walls of the channel and the partition walls 17. Cold is pumped through the external channels 21 air of the second circuit, which washes the outer walls of the profile 15 and the outer fins of the profile 16. Between the hot air of the first circuit and the cold air of the second circuit, heat exchange occurs which air ultate primary circuit is cooled almost to the air temperature of the second circuit. Due to the fact that the bypass ratio is of the order of m 10, the outside air is heated ten times weaker than the primary air is cooled. The secondary air heating is about 40-50 o C and this heating increases the air speed of the second circuit, which increases the specific impulse and engine efficiency. The cooled air of the first circuit through the channel 11 enters the channels 12, which are formed by the walls of the outer casing 14. This surface is made wavy to increase the contact area of the external air washing the engine during flight. In channel 12, additional air cooling of the primary circuit takes place, which through channel 13 enters the high-pressure compressor 5. Due to the fact that the initial air temperature in front of compressor 5 is minimal, the compression work is reduced, which means that the gas turbine high pressure compressor drive. The energy released in the annular combustion chamber 6 is converted by the turbine 7 into mechanical work. On the compressor drive, operation decreases by 1/3, and free energy doubles.

Таким образом, на вентилятор второго контура подается в два раза больше механической работы, что позволяет увеличить прокачку воздуха через второй контур в два раза. Соответственно в два раза увеличивается тяга двигателя. Повышается удельная мощность двигателя и его экономичность. Thus, twice as much mechanical work is supplied to the fan of the second circuit, which allows to double the air pumping through the second circuit. Accordingly, the engine thrust doubles. The specific power of the engine and its efficiency are increased.

Теплообменник 9 выполнен из набора спиральных профилей 15. Эти профили можно получить из легкого металла, например алюминия, путем протяжки. Внутренние перегородки 17 образуют внутренние каналы 20, по которым проходит горячий воздух первого контура, и они обеспечивают необходимую для теплообмена поверхность. Профиль вытягивают в виде спирали Архимеда для того, чтобы уложить их в корпусе теплообменника с постоянным шагом. Эти профили вытягиваются одновременно с наружным оребрением 16, которое омывается воздухом второго контура и составляет необходимую площадь теплообмена. Между оребрением 16 с определенным шагом расположены упоры 18, которые позволяют сжать весь пакет профилей 15 в единый теплообменник 9, а также предотвратить возникновение вибраций профилей. Передняя часть профиля выполнена аэродинамической формы и образует канал отвода воздуха 11 и приваривается к профилю 15. Задняя часть профиля приваривается к профилю 15 и образует канал 10. К этому каналу закрепляется стойка аэродинамической формы, которая образует канал 13. Между каналом 10 и каналом 13 установлена теплоизолирующая прокладка 19 для исключения теплообмена между горячим воздухом в канале 10 и холодным в канале 13. Аэродинамическая форма каналов 11 и 13 необходима для уменьшения сопротивления прокачиваемому воздуху второго контура. Потери воздуха второго контура на трение о теплообменник несколько снизят напор вентилятора, но от трения температура воздуха второго контура повысится и эти потери частично будут использованы на разгон потока за счет повышения температуры потока второго контура. Холодный воздух первого контура после теплообменника попадает в компрессор высокого давления 5 и может сжиматься до Пк более 70, при этом температура воздуха первого контура за компрессором будет значительно ниже, чем температура за компрессором в обычном ДТРД при Пк 27 без промежуточного охлаждения. Примерно затрачивается и одинаковая работа на привод компрессоров, а это повышает экономичность двигателя и его удельную мощность. Удельная мощность растет примерно в два раза, а экономичность увеличивается на 20%
Применение двухконтурного турбореактивного двигателя с теплообменником позволит уже в ближайшее будущее создать тяжелые транспортные самолеты, предназначенные в качестве первой ступени для вывода в космос орбитальных кораблей с огромной экономией топлива, а также создать аэробусы на 1000 и более пассажиров с очень малым расходом топлива.The heat exchanger 9 is made of a set of spiral profiles 15. These profiles can be obtained from light metal, such as aluminum, by pulling. The internal partitions 17 form the internal channels 20 through which the hot air of the primary circuit passes, and they provide the surface necessary for heat transfer. The profile is drawn in the form of an Archimedes spiral in order to lay them in the heat exchanger body with a constant pitch. These profiles are stretched simultaneously with the outer fin 16, which is washed by the air of the second circuit and makes up the necessary heat transfer area. Between the fins 16 with a certain step there are stops 18, which allow compressing the entire package of profiles 15 into a single heat exchanger 9, as well as preventing the occurrence of vibration of the profiles. The front part of the profile is aerodynamically shaped and forms an air exhaust channel 11 and is welded to the profile 15. The rear part of the profile is welded to the profile 15 and forms the channel 10. An aerodynamic shape post is fixed to this channel, which forms the channel 13. Between channel 10 and channel 13 is installed a heat-insulating gasket 19 to prevent heat exchange between hot air in the channel 10 and cold in the channel 13. The aerodynamic shape of the channels 11 and 13 is necessary to reduce the resistance to the pumped air of the second circuit. Losses of air of the second circuit due to friction against the heat exchanger will slightly reduce the fan head, but due to friction, the temperature of the air of the secondary circuit will increase and these losses will be partially used to accelerate the flow by increasing the temperature of the flow of the secondary circuit. The cool air after the heat exchanger of the first circuit enters the high pressure compressor 5 and can be compressed to n to 70, wherein the primary circuit temperature of the compressor will be considerably lower than the temperature of the compressor in the conventional DTRD for n to 27 without intermediate cooling. It takes approximately the same work to drive the compressors, and this increases the efficiency of the engine and its specific power. Specific power grows about two times, and profitability increases by 20%
The use of a dual-circuit turbojet engine with a heat exchanger will make it possible in the near future to create heavy transport aircraft designed as the first stage for launching spacecraft with huge fuel economy, as well as creating airbuses for 1000 or more passengers with very low fuel consumption.

Claims (1)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником, содержащий вентилятор, установленный в наружном контуре, компрессор среднего давления, установленный во внутреннем корпусе, компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания, газовые турбины, сопло и теплообменник, расположенный за вентилятором между наружным и внутренним корпусом двигателя, отличающийся тем, что теплообменник состоит из набора спиралевидных профилей с внутренними каналами среднего давления и наружным оребрением, наружная поверхность корпуса двигателя выполнена гофрированной и соединяет спиралевидные профили в единый теплообменник, входная часть спиралевидного профиля имеет аэродинамическую форму, в которой расположен канал отвода охлажденного воздуха, выходная часть спиралевидного профиля имеет подводящий канал горячего воздуха от компрессора среднего давления, за спиралевидными профилями установлены каналы аэродинамической формы подвода воздуха в компрессор высокого давления, между спиралевидными профилями и каналами аэродинамической формы установлены теплоизоляторы, в гофрированной поверхности наружного корпуса двигателя имеются каналы, соединяющие каналы отвода охлаждающего воздуха с каналами подвода воздуха в компрессор высокого давления. A double-circuit turbojet engine with a heat exchanger, comprising a fan installed in the external circuit, a medium pressure compressor installed in the inner casing, a high pressure compressor, an annular combustion chamber, gas turbines, a nozzle and a heat exchanger located behind the fan between the outer and inner engine casing, characterized in that the heat exchanger consists of a set of spiral profiles with internal channels of medium pressure and external fins, the outer surface of the motor housing For it is made corrugated and connects the spiral profiles into a single heat exchanger, the inlet part of the spiral profile has an aerodynamic shape in which there is a channel for discharging cooled air, the outlet part of the spiral profile has a supply channel for hot air from the medium-pressure compressor, and channels for the aerodynamic form of air supply are installed behind the spiral profiles heat insulators are installed in the high-pressure compressor, between spiral profiles and aerodynamic channels the corrugated surface of the outer motor casing has channels connecting the cooling air exhaust channels with the air supply channels to the high pressure compressor.
RU94025919A 1994-07-12 1994-07-12 Double-flow turbojet engine with heat exchanger RU2094640C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94025919A RU2094640C1 (en) 1994-07-12 1994-07-12 Double-flow turbojet engine with heat exchanger

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94025919A RU2094640C1 (en) 1994-07-12 1994-07-12 Double-flow turbojet engine with heat exchanger

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94025919A RU94025919A (en) 1997-04-27
RU2094640C1 true RU2094640C1 (en) 1997-10-27

Family

ID=20158365

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94025919A RU2094640C1 (en) 1994-07-12 1994-07-12 Double-flow turbojet engine with heat exchanger

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2094640C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2488710C1 (en) * 2012-04-18 2013-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Dual-flow turbojet engine
RU2617026C1 (en) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine cooling method
RU2701034C1 (en) * 2019-02-15 2019-09-24 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine
RU2704435C1 (en) * 2019-02-28 2019-10-29 Владимир Леонидович Письменный Double-circuit gas turbine unit

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Масленников М.А., Шальман Ю.М. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1975, с.482 и 483, рис. 164. 2. FR, патент, 2482196, кл.F 02C 7/10, 1981. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2488710C1 (en) * 2012-04-18 2013-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Dual-flow turbojet engine
RU2617026C1 (en) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine cooling method
RU2701034C1 (en) * 2019-02-15 2019-09-24 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine
RU2704435C1 (en) * 2019-02-28 2019-10-29 Владимир Леонидович Письменный Double-circuit gas turbine unit

Also Published As

Publication number Publication date
RU94025919A (en) 1997-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2299148C (en) Compressor system and methods for reducing cooling airflow
RU2447302C2 (en) Engine with compound turbine cooling
US6134880A (en) Turbine engine with intercooler in bypass air passage
EP3075983B1 (en) Gas turbine engine
US5724806A (en) Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/combustion air for a gas turbine engine
US6807802B2 (en) Single rotor turbine
JP5336618B2 (en) Gas turbine engine assembly
US5598697A (en) Double wall construction for a gas turbine combustion chamber
US20110014028A1 (en) Compressor cooling for turbine engines
US20190063313A1 (en) Disc Turbine Engine
US4271665A (en) Installation for generating pressure gas or mechanical energy
US20180355887A1 (en) Centrifugal compressor cooling
US4002414A (en) Compressor-expander rotor as employed with an integral turbo-compressor wave engine
US5224819A (en) Cooling air pick up
RU2094640C1 (en) Double-flow turbojet engine with heat exchanger
US9995216B1 (en) Disc turbine engine
US5154583A (en) Rotor of a pressure wave machine
US11352954B2 (en) Intercooling systems and methods for aircraft engines
RU2707105C2 (en) Turbojet double-flow engine
US6260349B1 (en) Multi-stage turbo-machines with specific blade dimension ratios
US2419689A (en) Gas turbine
GB2074249A (en) Power Plant
Iancu et al. Feasibility study of integrating four-port wave rotors into ultra-micro gas turbines (UmGT)
CN219840726U (en) High-rotation-speed aviation turbine engine
JPH06280797A (en) Cooling device for gas turbine