RU2131529C1 - Swirl-chamber turbo engine - Google Patents
Swirl-chamber turbo engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2131529C1 RU2131529C1 RU97114703A RU97114703A RU2131529C1 RU 2131529 C1 RU2131529 C1 RU 2131529C1 RU 97114703 A RU97114703 A RU 97114703A RU 97114703 A RU97114703 A RU 97114703A RU 2131529 C1 RU2131529 C1 RU 2131529C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- impellers
- engine
- turbine
- shaft
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. The invention relates to internal combustion engines.
В качестве аналогов изобретения могут быть рассмотрены следующие устройства. As analogues of the invention, the following devices can be considered.
Вихревая машина. В.Д.Лубенец, В.Н.Хмара, И.Я.Сухомлинов, М.А.Радугин, Н. А. Смирнов, Л. Н. Белотелова. А. с. 306282, СССР. Заявлено 13.01.1970 (N 1398122/24-6), опубл. 11.06.1971 (бюллетень N 19), УДК 621.515 (088.8). МПК F 04 D 23/00. Vortex machine. V.D. Lubenets, V.N. Khmara, I.Ya. Sukhomlinov, M.A. Radugin, N.A. Smirnov, L.N. Belotelova. A. s. 306282, USSR. Stated 01/13/1970 (N 1398122 / 24-6), publ. 06/11/1971 (Bulletin No. 19), UDC 621.515 (088.8). IPC F 04 D 23/00.
Одноступенчатый нагнетатель 6400-11-1 конструкции НЗЛ с двусторонним всасыванием. Ф. М.Чистяков, В.В.Игнатенко, Н.Т.Романенко, Е.С.Фролов, книга "Центробежные компрессорные машины", издательство "Машиностроение", Москва, 1969 г. Single-stage supercharger 6400-11-1 of the NZL design with double suction. F. M. Chistyakov, V. V. Ignatenko, N. T. Romanenko, E. S. Frolov, book "Centrifugal Compressor Machines", publishing house "Engineering", Moscow, 1969
Центробежный компрессор турбореактивного двигателя ВК-1 с двусторонним входом. К. П. Селезнев, Ю.С.Подобуев, С.А.Анисимов, книга "Теория и расчет турбокомпрессоров", издательство "Машиностроение", Ленинград, 1968 г. Centrifugal compressor of a VK-1 turbojet engine with two-sided input. K.P. Seleznev, Yu.S. Podobuev, S.A. Anisimov, book "Theory and calculation of turbocompressors", publishing house "Engineering", Leningrad, 1968
Газотурбинная установка (ГТУ) с регенерацией и изобарным подводом теплоты. В. И. Крутов, книга "Техническая термодинамика", издательство "Высшая школа", Москва, 1991 г. (стр. 289-293). Gas turbine unit (GTU) with regeneration and isobaric supply of heat. V. I. Krutov, book "Technical Thermodynamics", publishing house "Higher School", Moscow, 1991 (pp. 289-293).
Способ работы воздушного турбокомпрессора с пaротурбинным приводом. Г.С. Расторгуев. А.с. 85063A, СССР, МПК 6 F 04 D 25/02, 1959. The method of operation of an air turbocharger with a steam turbine drive. G.S. Rastorguev. A.S. 85063A, USSR, IPC 6 F 04 D 25/02, 1959.
Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants. F.A.M.Heppner. US 2430399, кл. 60-264, 1947. Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants. F.A.M. Heppner. US 2,430,399, cl. 60-264, 1947.
В качестве аналога (прототипа), наиболее близкого к заявляемому изобретению, можно выделить Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants (US 2430399). As an analogue (prototype) closest to the claimed invention, Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants (US 2430399) can be distinguished.
Характерными, существенными признаками аналога (прототипа) и заявляемого изобретения являются наличие турбокомпрессора, обеспечивающего рабочее давление в камере сгорания; камеры сгорания непрерывного действия, где происходит повышение температуры смеси при постоянном давлении; рабочей турбины, где осуществляется преобразование потенциальной энергии газовой смеси в кинетическую энергию вращательного движения ротора с расширением и понижением температуры газа в межлопаточных каналах. Схема прототипа работает по циклу ГТУ с регенерацией и изобарным подводом теплоты. Газ, прошедший через рабочие органы турбины и отведенный в окружающую среду, имеет более высокую температуру, чем воздух поступающий в камеру сгорания после сжатия в компрессоре. Это позволяет использовать теплоту уходящих газов для предварительного подогрева воздуха перед подачей его в камеру сгорания. The characteristic, essential features of the analogue (prototype) and the claimed invention are the presence of a turbocharger that provides operating pressure in the combustion chamber; continuous combustion chambers, where the mixture temperature rises at constant pressure; a working turbine, where the potential energy of the gas mixture is converted into the kinetic energy of the rotor rotational motion with expansion and lowering of the gas temperature in the interscapular channels. The prototype scheme works on a cycle of gas turbines with regeneration and isobaric supply of heat. The gas passing through the working parts of the turbine and discharged into the environment has a higher temperature than the air entering the combustion chamber after compression in the compressor. This allows you to use the heat of the flue gases to preheat the air before feeding it into the combustion chamber.
Заявляемое изобретение направлено на решение задач уменьшения гидравлических потерь при течении газа в каналах компрессионного и двигательного колеса, в каналах конфузора, обеспечивающего вход газа на лопатки турбины; увеличения рабочего давления и крутящего момента на валу двигателя за счет вихревого воздействия потока газа на лопатки турбины; увеличения мощности и КПД двигателя. The invention is aimed at solving the problems of reducing hydraulic losses during gas flow in the channels of the compression and motor wheels, in the channels of the confuser, providing gas inlet to the turbine blades; increase in operating pressure and torque on the engine shaft due to the vortex effect of the gas flow on the turbine blades; increase engine power and efficiency.
Предлагаемый двигатель работает по схеме ГТУ с регенерацией и изобарным подводом теплоты. The proposed engine operates on the scheme of gas turbines with regeneration and isobaric supply of heat.
К существенным признакам этого устройства можно отнести:
1. Наличие вращающихся и неподвижных винтовых каналов в рабочем колесе компрессора, в турбине и в конфузоре, создающих течение газа в форме винтового вихря как течения с наименьшим сопротивлением, что подтверждается природными аналогами:
слив воды через цилиндрическую горловину с образованием винтового вихря в виде воронки;
смерч-винтовой вихрь между зонами с разным давлением;
дальность полета пули из нарезного оружия больше, чем из гладкоствольного.The essential features of this device include:
1. The presence of rotating and stationary screw channels in the impeller of the compressor, in the turbine and in the confuser, creating a gas flow in the form of a helical vortex as a flow with the least resistance, which is confirmed by natural analogues:
draining water through a cylindrical neck with the formation of a helical vortex in the form of a funnel;
tornado-helical vortex between zones with different pressures;
the range of a bullet from a rifled weapon is greater than from a smoothbore.
2. Увеличение крутящего момента и мощности на валу двигателя за счет вихревого воздействия потока на лопатки турбины. 2. An increase in torque and power on the motor shaft due to the swirling effect of the flow on the turbine blades.
3. Совмещение рабочего колеса компрессора и турбины в радиальной плоскости с целью обеспечения регенерации через стенку, разделяющую каналы компрессора и турбины, вместо использования отдельного теплообменника. 3. The combination of the impeller of the compressor and the turbine in the radial plane in order to ensure regeneration through the wall separating the channels of the compressor and the turbine, instead of using a separate heat exchanger.
4. Передача вращательного момента от турбинной части рабочего колеса на вал через компрессорную часть, жестко связывающую турбину и вал двигателя. 4. Transfer of torque from the turbine of the impeller to the shaft through the compressor part, rigidly connecting the turbine and the motor shaft.
5. Наличие двух крыльчаток между симметрично расположенными колесами, одна из которых (большего радиуса) обеспечивает дополнительное сжатие подогретого газа, другая (меньшего радиуса) осуществляет динамическую разгрузку рабочих колес в радиальном направлении, а вместе эти крыльчатки уменьшают тепловое воздействие продуктов камеры сгорания на вал двигателя. 5. The presence of two impellers between symmetrically arranged wheels, one of which (a larger radius) provides additional compression of the heated gas, the other (a smaller radius) provides dynamic unloading of the impellers in the radial direction, and together these impellers reduce the thermal effect of the combustion chamber products on the engine shaft .
К особенностям конструктивного исполнения относятся следующие элементы устройства:
колесо, к отличительным признакам которого относится то, что оно как единое целое совмещает в радиальной плоскости рабочее колесо компрессора и турбину; имеет винтовые конические проточные каналы переменного сечения как в компрессорной части, так и в турбинной части;
конфузор, к отличительным признакам которого относится то, что он имеет винтовые конические каналы, разгоняющие газ по винтовой траектории и обеспечивающие вихревое воздействие потока газа на лопатки турбины;
система двух крыльчаток компрессионной (большего радиуса) и разгрузочной (меньшего радиуса), к отличительным признакам которой относится то, что они расположены между рабочими колесами, от которых на них передается крутящий момент; имеет возможность перемещаться вдоль оси вращения для компенсации температурных деформаций колес; разделяeт камеру сгорания и вал двигателя, предохраняя последний от теплового воздействия.The features of the design include the following elements of the device:
a wheel, the distinguishing features of which include the fact that it as a whole integrates in a radial plane the impeller of the compressor and the turbine; has screw conical flow channels of variable cross-section both in the compressor part and in the turbine part;
a confuser, the distinguishing features of which include the fact that it has helical conical channels that accelerate gas along a helical path and provide a vortex effect of the gas flow on the turbine blades;
a system of two impellers of compression (larger radius) and unloading (smaller radius), the distinguishing features of which include the fact that they are located between the impellers, from which torque is transmitted to them; has the ability to move along the axis of rotation to compensate for temperature deformations of the wheels; separates the combustion chamber and the engine shaft, protecting the latter from thermal effects.
Фиг. 1 - термодинамические циклы ГТУ и турбовихревого двигателя на (V-P) диаграмме. FIG. 1 - thermodynamic cycles of a gas turbine engine and a turbo-vortex engine in the (V-P) diagram.
Фиг. 2 - термодинамические циклы ГТУ и турбовихревого двигателя на (S-T) диаграмме. FIG. 2 - thermodynamic cycles of gas turbine engine and turbo-vortex engine in (S-T) diagram.
Фиг. 3 - схема ГТУ с регенерацией и изобарным подводом теплоты. FIG. 3 - scheme of gas turbines with regeneration and isobaric supply of heat.
Фиг. 4 - эскиз конструкции турбовихревого двигателя. FIG. 4 is a design sketch of a turbo-vortex engine.
Фиг. 5 - эскиз конструктивного использования системы двух крыльчаток. FIG. 5 is a sketch of the constructive use of the system of two impellers.
Возможность осуществления изобретения рассматривается на конструкции двигателя, работающего на любом жидком топливе, подаваемого через форсунку в камеру сгорания непрерывного действия. The possibility of carrying out the invention is considered on the design of an engine running on any liquid fuel supplied through a nozzle to a continuous combustion chamber.
Качественный термодинамический анализ работоспособности турбовихревого двигателя с термическим КПД, адекватным термодинамическому КПД ГТУ, представлен на (V-P) (фиг. 1) и (S-T) (фиг. 2) диаграммах, где в сравнении показаны термодинамические циклы ГТУ с регенерацией и изобарным подводом теплоты и турбовихревого двигателя. A qualitative thermodynamic analysis of the operability of a turbo-vortex engine with thermal efficiency adequate to the thermodynamic efficiency of a gas turbine is shown in the (VP) (Fig. 1) and (ST) (Fig. 2) diagrams, which show in comparison the thermodynamic cycles of a gas turbine with regeneration and isobaric supply of heat and turbo vortex engine.
Цикл газотурбинной установки (ГТУ) с регенерацией и изобарным подводом теплоты, схема которой представлена на фиг. 3, состоит из следующих термодинамических процессов: в компрессоре воздух сжимается адиабатно (процесс 1-2), после чего поступает в теплообменник, где подогревается уходящими газами при постоянном давлении (изобара 2-8). Подогретый воздух подается в камеру сгорания, где подогрев рабочего тела продолжается при постоянном давлении за счет теплоты q1, поступающей от горячего источника теплоты, т.е. за счет теплоты, выделяющейся при сгорании топлива (изобара 8-4). Затем газ расширяется адиабатно в газовой турбине (процесс 4-5), поступает в теплообменник и отдает теплоту воздуху при постоянном давлении в изобарном процессе 5-7. Дальнейшее изобарное охлаждение 7-1 происходит вне установки за счет передачи теплоты окружающей среде.A cycle of a gas turbine installation (GTU) with regeneration and isobaric supply of heat, a diagram of which is shown in FIG. 3, consists of the following thermodynamic processes: in the compressor, the air is compressed adiabatically (process 1-2), after which it enters the heat exchanger, where it is heated by exhaust gases at constant pressure (isobar 2-8). Heated air is supplied to the combustion chamber, where the heating of the working fluid continues at a constant pressure due to the heat q 1 coming from a hot heat source, i.e. due to the heat released during the combustion of fuel (isobar 8-4). Then the gas expands adiabatically in a gas turbine (process 4-5), enters the heat exchanger and gives off heat to air at constant pressure in the isobaric process 5-7. Further isobaric cooling 7-1 occurs outside the unit due to the transfer of heat to the environment.
При полной регенерации теплоты T3 = T7 и T5 = T8, поэтому T5 - T7 = T8 - T2. Удельная теплота, подведенная при наличии регенерации к рабочему телу в камере сгорания, равна q1 = cp(T4-T8), отданная холодному источнику теплоты q2 = cp(T7 - T1), поэтому термический КПД цикла с полной регенерацией
ηt = 1 - (T7 - T1)/(T4 - T8) = 1 - T2 - T1)/(T4 - T5)
Так как T2 = T1εk-1; T4 = T1ρvεk-1; T5 = T1ρv, то ηt = 1 - 1/ ρv = 1 - T1/T5 (что справедливо для рассматриваемого цикла), где ε = V1/V2 - степень сжатия, ρv = V4/V2 - степень предварительного расширения.With complete heat recovery T 3 = T 7 and T 5 = T 8 , therefore T 5 - T 7 = T 8 - T 2 . The specific heat supplied in the presence of regeneration to the working fluid in the combustion chamber is q 1 = c p (T 4 -T 8 ) given to the cold heat source q 2 = c p (T 7 - T 1 ), therefore, the thermal efficiency of the cycle with complete regeneration
η t = 1 - (T 7 - T 1 ) / (T 4 - T 8 ) = 1 - T 2 - T 1 ) / (T 4 - T 5 )
Since T 2 = T 1 ε k-1 ; T 4 = T 1 ρ v ε k-1 ; T 5 = T 1 ρ v , then η t = 1 - 1 / ρ v = 1 - T 1 / T 5 (which is true for the cycle under consideration), where ε = V 1 / V 2 is the compression ratio, ρ v = V 4 / V 2 - the degree of preliminary expansion.
Но в действительности регенерация не может быть полной, а следовательно, реальное значение термического КПД будет несколько ниже. But in reality, regeneration cannot be complete, and therefore, the real value of thermal efficiency will be somewhat lower.
Цикл турбовихревого двигателя предполагает регенерацию не в теплообменнике, а через стенку, разделяющую каналы компрессора и турбины. В этом случае сжатие воздуха (процесс 1-8) протекает с подводом тепла, т.е. с показателем политропы n > k. Это приводит к уменьшению степени сжатия ε = V1/V'8, но зато увеличивается степень повышения давления λ = P'8/P1. Подвод тепла при сгорания топлива (процесс 8'-4') будет осуществляться на более высоком энергетическом уровне. Из камеры сгорания газовая смесь, разгоняясь в конфузоре с коническими винтовыми каналами, в виде винтового вихря попадает на лопатки турбины, где имеет место расширение потока, сопровождающееся вихревым воздействием на лопатки турбины и регенерацией тепла (процесс 4'-7). При этом турбина совершает положительную работу (площадь 4''4'77', фиг. 1), расходуемую компрессором на сжатие свежего воздуха (площадь 7'18'4'', фиг. 1) и на преодоление полезной нагрузки lц (площадь 18'4'7, фиг. 1 - работа цикла). Дальнейшее изобарное охлаждение 7-1 происходит вне установки, аналогично ГТУ.The turbo-vortex engine cycle involves regeneration not in the heat exchanger, but through the wall separating the compressor and turbine channels. In this case, air compression (process 1-8) proceeds with the supply of heat, i.e. with a polytropic exponent n> k. This leads to a decrease in the compression ratio ε = V 1 / V ' 8 , but then the degree of increase in pressure increases λ = P' 8 / P 1 . Heat supply during fuel combustion (process 8'-4 ') will be carried out at a higher energy level. The gas mixture from the combustion chamber, accelerating in a confuser with conical screw channels, enters the turbine blades in the form of a helical vortex, where there is an expansion of the flow, accompanied by a vortex action on the turbine blades and heat recovery (process 4'-7). In this case, the turbine does a positive job (area 4''4'77 ', Fig. 1), spent by the compressor on compressing fresh air (area 7'18'4'', Fig. 1) and overcoming the payload l c (area 18'4'7, Fig. 1 - work cycle). Further isobaric cooling 7-1 occurs outside the unit, similar to a gas turbine.
Удельная теплота, подведенная при наличии регенерации к рабочему телу в камере сгорания, равна q'1 = cp(T'4 - T'8) = cp(T4 - T8 ) = q1, отданная холодному источнику теплоты q2 = cp(T7 - T1), поэтому термический КПД цикла турбовихревого двигателя будет соответствовать термическому КПД цикла ГТУ с полной регенерацией
ηt = 1 - (T7 - T1)/(T'4 - T'8) = 1 - (T7 - T1)/(T4 - T8).The specific heat supplied in the presence of regeneration to the working fluid in the combustion chamber is q ' 1 = c p (T' 4 - T ' 8 ) = c p (T 4 - T 8 ) = q 1 given to the cold heat source q 2 = c p (T 7 - T 1 ), therefore, the thermal efficiency of the turbo-vortex engine cycle will correspond to the thermal efficiency of the gas turbine cycle with full regeneration
η t = 1 - (T 7 - T 1 ) / (T ' 4 - T' 8 ) = 1 - (T 7 - T 1 ) / (T 4 - T 8 ).
Заставляя турбину работать с более высокого уровня давления (P'4) и учитывая значительно большую площадь лопаток турбины по сравнению с ГТУ, можно ожидать соответствующее увеличение величины крутящего момента, передаваемого на вал двигателя, а следовательно, мощности и КПД двигателя.Forcing the turbine to work from a higher pressure level (P ' 4 ) and taking into account the significantly larger turbine blade area compared to the gas turbine engine, we can expect a corresponding increase in the amount of torque transmitted to the engine shaft, and therefore, engine power and efficiency.
Конструкция двигателя разработана в эскизном варианте на базе типового компрессора кинетического сжатия (заявка N 97108710(009391)) и представлена на фиг. 4. В предложенном двигателе ротор выполнен в виде вала 12 с установленными на него рабочими колесами, состоящими из компрессорной 13 и турбинной 14 частей, с винтовыми коническими каналами. Между колесами установлены две крыльчатки: компрессионная 15 и разгрузочная 16. Двигатель содержит корпус, выполненный из двух половин 17, 18, в которой установлены конфузоры 19, 20, имеющие винтовые конические каналы. Всасывающие и выхлопные патрубки расположены в каждой половине корпуса. Вертикальные плоскости разъема корпуса обеспечивают хорошую центровку вала и удобство сборки двигателя, а также упрощаются технологии лития и механической обработки соосных поверхностей. The engine design was developed in a preliminary design based on a typical kinetic compression compressor (application N 97108710 (009391)) and is presented in FIG. 4. In the proposed engine, the rotor is made in the form of a
Симметричное расположение колес на валу двигателя обеспечивает динамическое уравновешивание вала в осевом направлении. Вал воспринимает только крутящий момент. The symmetrical arrangement of the wheels on the motor shaft provides dynamic axial balancing of the shaft. The shaft only accepts torque.
Разгрузочная крыльчатка 16, создавая разрежение в зоне между компрессорными частями колес, уменьшает действие центробежных сил и, следовательно, уменьшает величину давления на поверхность стыка с турбинной частью каждого колеса. The unloading
За счет вихревого воздействия винтового потока, сходящего с винтовых лопаток конфузора на винтовые лопатки турбины, происходит преобразование потенциальной энергии сжатой и нагретой газовой смеси, а также ее кинетической энергии, в кинетическую энергию ротора, которая частично передается потребителю, частично возвращается на компрессорную ступень. Due to the vortex effect of the screw flow coming from the screw blades of the confuser to the screw blades of the turbine, the potential energy of the compressed and heated gas mixture, as well as its kinetic energy, is converted into kinetic energy of the rotor, which is partially transmitted to the consumer, partially returned to the compressor stage.
На фиг. 4 условно показано направление лопаток конфузора, компрессорной и турбинной частей колеса, а также соответствующее направление вращения вала. Там же показано направление потока газовых смесей по рабочим каналам двигателя. In FIG. 4 conventionally shows the direction of the blades of the confuser, compressor and turbine parts of the wheel, as well as the corresponding direction of rotation of the shaft. It also shows the direction of flow of gas mixtures along the working channels of the engine.
На фиг. 5 показан вариант конструктивного исполнения системы двух крыльчаток: компрессионной 15 и разгрузочной 16. Крутящий момент от рабочих колес передается на крыльчатки через штифты 21. При сборке ротора обеспечивается зазор (Δ) между крыльчатками и рабочими колесами в осевом направлении, который компенсирует температурные деформации колес вдоль оси вращения. Вследствие адекватности радиальных размеров кральчаток и соответствующих участков рабочих колес, работающих в одинаковых температурных условиях, для компенсации температурных деформаций в радиальном направлении достаточно предела допуска ходовых посадок штифтов и смежных поверхностей крыльчаток и рабочих колес. Разрез (А-А) поясняет принцип действия системы двух крыльчаток. Для объяснения процессов при прохождении рабочего тела через каждую крыльчатку выделяются три области, отличающиеся параметрами состояния газа (P1, T1, P2, T2, P3, T3).In FIG. 5 shows an embodiment of the system of two impellers:
Разгрузочная крыльчатка 16 обеспечивает пониженное давление в зоне вала Р1 < P2 за счет процесса откачки некоторой массы газа из этой зоны. Как видно из треугольников скоростей, в начальный момент газ попадает на лопатки крыльчатки с абсолютной скоростью C1(U1 - переносная скорость газа, W1 - относительная скорость газа) и покидает лопатки с абсолютной скоростью C2. В момент, когда C1 станет равной нулю, а давление понизится до P1, в межлопаточных каналах возникнет циркуляционное течение (вихри), которое устанавливает баланс расходов газа, поступающего и покидающего зону вала. Изменение числа оборотов вала сместит в ту или иную стороны это состояние равновесия, изменив соответственно и величину давления P1. Из баланса сил (фиг. 5) на стенке компрессорной части работы колеса видно, каким образом происходит уменьшение центробежной силы (Fцб) за счет разности давления на стенке (P2 - P1).The unloading
Компрессионная крыльчатка 15 работает как центробежный нагнетатель, обеспечивающий дожатие газа с давления P2 до давления P3, и дополнительных пояснений не требует.The
Двигатель должен быть оснащен топливным насосом, электродвигателем-генератором для раскручивания вала в момент запуска, редуктором с фрикционной муфтой для передачи механической энергии потребителю. Перечисленные элементы так или иначе привязаны к валу двигателя. Кроме того необходима система поджига топливной смеси. The engine should be equipped with a fuel pump, an electric motor-generator for unwinding the shaft at the time of start-up, a gearbox with a friction clutch to transfer mechanical energy to the consumer. The listed elements are somehow attached to the motor shaft. In addition, a fuel mixture ignition system is required.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97114703A RU2131529C1 (en) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | Swirl-chamber turbo engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97114703A RU2131529C1 (en) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | Swirl-chamber turbo engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2131529C1 true RU2131529C1 (en) | 1999-06-10 |
Family
ID=20196814
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97114703A RU2131529C1 (en) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | Swirl-chamber turbo engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2131529C1 (en) |
-
1997
- 1997-08-27 RU RU97114703A patent/RU2131529C1/en active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10233838B2 (en) | Recuperated gas turbine engine | |
US7430865B2 (en) | Miniaturized waste heat engine | |
US6295803B1 (en) | Gas turbine cooling system | |
US7168235B2 (en) | Highly supercharged regenerative gas turbine | |
RU2472026C2 (en) | Gas-turbine engine with fans of opposite rotation, which has screw gas generator with positive flow displacement | |
US20150337760A1 (en) | Miniaturized waste heat engine | |
US6374613B1 (en) | Miniaturized waste heat engine | |
US10309222B2 (en) | Revolving outer body rotary vane compressor or expander | |
US5771678A (en) | Water-injected stoichiometric-combustion gas turbine engine | |
EP3199767B1 (en) | Engine assembly with turbine support casing | |
Piechna et al. | Radial-flow wave rotor concepts, unconventional designs and applications | |
US6105359A (en) | Efficiency enhanced turbine engine | |
EP1049863B1 (en) | Miniaturized waste heat engine | |
RU2702317C1 (en) | Rotary birotate gas turbine engine | |
US5154583A (en) | Rotor of a pressure wave machine | |
US5966927A (en) | Efficiency enhanced turbine engine | |
Raheel et al. | Systematic design approach for radial blade regenerative turbomachines | |
US2419689A (en) | Gas turbine | |
RU2131529C1 (en) | Swirl-chamber turbo engine | |
US5373698A (en) | Inert gas turbine engine | |
Iancu et al. | Feasibility study of integrating four-port wave rotors into ultra-micro gas turbines (UmGT) | |
US3810722A (en) | Engines and compressors of the kind in which a valve device engages with a helicoidal rotor | |
JPH0219613A (en) | Gas turbine device | |
EP1102928A1 (en) | Thermal engine | |
US20030029171A1 (en) | External rotor gas turbine |