RU2213876C2 - Triple-flow turbojet engine - Google Patents
Triple-flow turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2213876C2 RU2213876C2 RU2001102092A RU2001102092A RU2213876C2 RU 2213876 C2 RU2213876 C2 RU 2213876C2 RU 2001102092 A RU2001102092 A RU 2001102092A RU 2001102092 A RU2001102092 A RU 2001102092A RU 2213876 C2 RU2213876 C2 RU 2213876C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- circuit
- loop
- heater
- shaft
- compressor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к трехконтурным турбореактивным двигателям. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to three-circuit turbojet engines.
Известен трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, выход первой ступени которого соединен с наружным контуром, а выход второй ступени - с трактами внутреннего и форсажного контуров. Во внутреннем контуре расположены компрессор высокого давления, камера сгорания, турбины высокого и низкого давления. С компрессором низкого давления соединена турбина низкого давления, выход из которой соединен с соплом. В форсажный контур входит вторая ступень компрессора низкого давления и форсажная камера, выход которой связан с соплом. В наружном контуре установлена заслонка, посредством которой контур может сообщаться с трактом форсажного контура (см. патент США 4050242, НКИ 60/204, опубл. 27.09.77). Known three-circuit turbojet engine containing a low-pressure compressor, the output of the first stage of which is connected to the external circuit, and the output of the second stage to the paths of the internal and afterburner circuits. In the internal circuit are a high-pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines. A low-pressure turbine is connected to the low-pressure compressor, the outlet of which is connected to the nozzle. The afterburner circuit includes the second stage of the low pressure compressor and the afterburner, the outlet of which is connected to the nozzle. A shutter is installed in the external circuit, by means of which the circuit can communicate with the afterburner circuit (see US Pat. No. 4,050,242, NKI 60/204, publ. 09/27/77).
Недостатком известного двигателя является низкая удельная мощность, а также невысокая надежность. A disadvantage of the known engine is low power density, as well as low reliability.
Наиболее близким к предложенному изобретению является трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий первый контур, включающий первый компрессор, выход которого через первый охладитель связан со вторым компрессором, выход которого подключен к входу второго подогревателя, первую турбину, механически связанную с первым компрессором, и вторую турбину, второй контур, включающий компрессор низкого давления, выход которого подключен к входам первого компрессора и первого подогревателя, третий контур, включающий третью турбину, выход которой через третий подогреватель связан с входом четвертой турбины, выход которой через второй охладитель связан с первым входом теплообменного устройства, первый выход которого связан с входом третьей турбины, а также третий компрессор, переключатель потока и теплообменное устройство (см. патент РФ 2067683, кл. F 02 К 3/077, on. 10.10.96). Closest to the proposed invention is a three-circuit turbojet engine containing a first circuit, including a first compressor, the output of which through the first cooler is connected to a second compressor, the output of which is connected to the input of the second heater, the first turbine mechanically coupled to the first compressor, and the second turbine, the second a circuit comprising a low-pressure compressor, the output of which is connected to the inputs of the first compressor and the first heater, a third circuit comprising a third turbine, an output which through the third heater is connected to the inlet of the fourth turbine, the output of which through the second cooler is connected to the first input of the heat exchanger, the first output of which is connected to the inlet of the third turbine, as well as the third compressor, flow switch and heat exchanger (see RF patent 2067683, cl. F 02 K 3/077, on.10.10.96).
Недостатком известного двигателя является низкая удельная мощность, а также невысокая надежность. A disadvantage of the known engine is low power density, as well as low reliability.
Изобретение решает задачу повышения удельной мощности двигателя и его надежности на различных режимах работы, в том числе и на нестационарных режимах его работы. The invention solves the problem of increasing the specific power of the engine and its reliability in various operating modes, including non-stationary modes of its operation.
Указанный технический результат достигается тем, что в трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий подключенный к соплу первый контур с компрессорами, турбинами и подогревателем, подключенный к другому соплу второй контур с компрессором и подогревателем, выполненный замкнутым третий контур с первой и второй турбинами, подогревателем между ними и связанным с ними по потоку компрессором, а также теплообменное устройство и переключатель потока, все три контура выполнены газовоздушными, первый контур снабжен двумя дополнительными подогревателями и выполнен двухвальным, на втором валу установлена дополнительная турбина, расположенный перед турбинами, установленными на втором валу, подогреватель имеет тепловую связь с дополнительным подогревателем третьего контура, установленным перед первой турбиной третьего контура, обладающей возможностью подключения к валу первого контура, подогреватель первого контура, установленный между турбинами, размещенными на втором валу, имеет тепловую связь с подогревателем третьего контура, расположенным между турбинами третьего контура, теплообменное устройство, установленное на выходе первого контура между одним из выходов переключателя потока, входом подключенного к выходу последней по потоку турбины первого контура, и соплом первого контура, подключено к третьему контуру между компрессором и дополнительным подогревателем, другой выход переключателя потока подключен непосредственно к первому соплу. The indicated technical result is achieved in that a three-circuit turbojet engine comprising a first circuit connected to a nozzle with compressors, turbines and a heater, a second circuit connected to another nozzle with a compressor and a heater, a closed third circuit with a first and second turbines, a heater between them and a compressor connected to them, as well as a heat exchanger and a flow switch, all three circuits are gas-air, the first circuit is equipped with two additional and heaters and is made of a two-shaft, an additional turbine is installed on the second shaft, located in front of the turbines installed on the second shaft, the heater is in thermal communication with an additional third-circuit heater installed in front of the first turbine of the third circuit, with the ability to connect to the shaft of the primary circuit, the heater of the primary circuit installed between the turbines located on the second shaft has a thermal connection with the third circuit heater located between the turbines circuit, a heat exchanger installed at the output of the primary circuit between one of the outputs of the flow switch, an input connected to the output of the last turbine of the primary circuit, and the nozzle of the primary circuit, is connected to the third circuit between the compressor and the additional heater, the other output of the flow switch is connected directly to the first nozzle.
На чертеже представлена схема предлагаемого трехконтурного турбореактивного двигателя. The drawing shows a diagram of the proposed three-circuit turbojet engine.
Ниже описан пример выполнения заявленного устройства. The following describes an example implementation of the claimed device.
Трехконтурный двигатель содержит первый компрессор 1 (называемый обычно компрессором низкого давления или вентилятором), выходом связанный со вторым компрессором 2, выход которого через последовательно соединенные первый охладитель 3, третий компрессор 4, второй подогреватель 5, вторую турбину 6, четвертый подогреватель 7, пятую турбину 8, пятый подогреватель 9, первую турбину 10, шестой подогреватель 11, шестую турбину 12 и переключатель 13 потока (по его первому выходу) связан с первым входом теплообменного устройства 14, второй выход которого через седьмой подогреватель 15 подключен ко входу третьей турбины 16, стоящей первой по потоку. Выход турбины 16 через последовательно соединенные третий подогреватель 17, четвертую турбину 18, второй охладитель 19, четвертый компрессор 20, третий охладитель 21, пятый компрессор 22, четвертый охладитель 23, шестой компрессор 24, пятый охладитель 25 и седьмой компрессор 26 связан со вторым входом теплообменного устройства 14. The three-circuit engine contains a first compressor 1 (usually called a low-pressure compressor or fan), the output is connected to the second compressor 2, the output of which through series-connected first cooler 3, third compressor 4, second heater 5, second turbine 6, fourth heater 7, fifth turbine 8, the fifth heater 9, the first turbine 10, the sixth heater 11, the sixth turbine 12 and the flow switch 13 (at its first output) are connected to the first input of the heat exchange device 14, the second output of which is Res seventh heater 15 is connected to the input of the third turbine 16 facing the first flow. The output of the turbine 16 through the third heater 17, the fourth turbine 18, the second cooler 19, the fourth compressor 20, the third cooler 21, the fifth compressor 22, the fourth cooler 23, the sixth compressor 24, the fifth cooler 25 and the seventh compressor 26 is connected to the second input of the heat exchange in series devices 14.
Выход первого компрессора 1 через первый подогреватель (форсажную камеру сгорания) 27 связан с вторым соплом 28, а первый выход теплообменного устройства 14 подключен к первому соплу 29. Второй выход переключателя 13 потока также связан с первым соплом 29. В качестве переключателя 13 потока может использоваться, в частности, поворотная створка (см. патент РФ 2067683, кл. F 02 К 3/077, оп. 10.10.96, кол.4, строки 29-34). Конструктивные элементы 1-13 и 29 входят в состав первого контура, элементы 27 и 28 входят в состав второго контура, а элементы 15-26 входят в состав третьего контура. При этом элемент 14 является общим для первого и третьего контуров, а элемент 1 - общим для первого и второго контуров. Третий компрессор 4, вторая турбина 6 и пятая турбина 8 механически связаны между собой, например, посредством первого вала 30. Первый компрессор 1, второй компрессор 2, первая турбина 10, а также шестая турбина 12 механически связаны между собой, например, посредством второго вала 31. Выходы первого сопла 29 и второго сопла 28, а также вход первого компрессора 1 сообщаются с окружающий двигатель средой (например, с атмосферой). Таким образом, в преимущественном варианте исполнения первый контур является открытым (разомкнутым) и двухвальным. The output of the first compressor 1 through the first heater (afterburner) 27 is connected to the second nozzle 28, and the first output of the heat exchanger 14 is connected to the first nozzle 29. The second output of the flow switch 13 is also connected to the first nozzle 29. As a switch 13 of the stream can be used in particular, a pivoting sash (see RF patent 2067683, class F 02 K 3/077, op. 10.10.96, col. 4, lines 29-34). Structural elements 1-13 and 29 are part of the first circuit, elements 27 and 28 are part of the second circuit, and elements 15-26 are part of the third circuit. In this case, element 14 is common for the first and third circuits, and element 1 is common for the first and second circuits. The third compressor 4, the second turbine 6 and the fifth turbine 8 are mechanically interconnected, for example, through the first shaft 30. The first compressor 1, the second compressor 2, the first turbine 10, and the sixth turbine 12 are mechanically interconnected, for example, via the second shaft 31. The outputs of the first nozzle 29 and the second nozzle 28, as well as the input of the first compressor 1 communicate with the environment surrounding the engine (for example, with the atmosphere). Thus, in an advantageous embodiment, the first circuit is open (open) and two-shaft.
Четвертая турбина 18, четвертый компрессор 20, пятый компрессор 22, шестой компрессор 24 и седьмой компрессор 26 механически связаны между собой, например, посредством третьего вала 32. The fourth turbine 18, the fourth compressor 20, the fifth compressor 22, the sixth compressor 24 and the seventh compressor 26 are mechanically interconnected, for example, via the third shaft 32.
Третья турбина 16 посредством четвертого вала 33 непосредственно или через муфту 34 обладает возможностью подключения к системам двигателя, а также к системам летательного аппарата, использующим энергию, получаемую от двигателя, например, таким как генераторы систем электроснабжения двигателя и/или летательного аппарата, системы запуска двигателя, приводы систем вентиляции и кондиционирования и другие устройства. Муфта 34 и элемент ее связи 35 с системами двигателя, в частности, с одним из валов первого контура на чертеже показаны пунктиром. Первый вал 30 и второй вал 31 могут быть также механически связаны между собой (связь 36 показана пунктиром). The third turbine 16 through the fourth shaft 33 directly or through the coupling 34 has the ability to connect to engine systems, as well as to aircraft systems using energy received from the engine, for example, such as generators of power supply systems of the engine and / or aircraft, engine start system , HVAC drives and other devices. The coupling 34 and the element of its connection 35 with the engine systems, in particular, with one of the shafts of the primary circuit in the drawing are shown in dotted lines. The first shaft 30 and the second shaft 31 can also be mechanically interconnected (coupling 36 is shown by a dotted line).
По меньшей мере, один из подогревателей первого контура обладает тепловой связью, по меньшей мере, с одним из подогревателей третьего контура. В описываемом примере указанной тепловой связью между собой могут обладать пятый 9 подогреватель, расположенный перед турбинами 10 и 12, установленными на втором валу 31 первого контура, и седьмой 15 подогреватель, установленный перед первой по потоку турбиной 16 третьего контура. At least one of the heaters of the first circuit has a thermal connection with at least one of the heaters of the third circuit. In the described example, the fifth heaters 9 located in front of the turbines 10 and 12 mounted on the second shaft 31 of the primary circuit and the seventh 15, installed in front of the first downstream turbine 16 of the third circuit, can have this thermal connection with each other.
Аналогичной тепловой связью обладают подогреватель 11, расположенный между турбинами 10 и 12 первого контура и подогреватель 17 расположенный между турбинами 16 и 18 третьего контура. A similar thermal connection has a heater 11 located between the turbines 10 and 12 of the first circuit and a heater 17 located between the turbines 16 and 18 of the third circuit.
Второй охладитель 19, третий охладитель 21, четвертый охладитель 23 и пятый охладитель 25 могут быть выполнены, например, в виде однотипных газовоздушных теплообменных элементов, размещенных в одном сечении газовоздушного тракта двигателя, например, в виде стоек с внутренними каналами (см. патент РФ 2067683), установленных перед первым компрессором или непосредственно за его первыми каскадами в сечении, перпендикулярном продольной оси двигателя. Необходимость и возможность этого диктуется потребностью приближения к идеальному циклу Карно. Охладитель 3 решает аналогичную задачу и может быть выполнен, например, в виде любого воздухо-воздушного теплообменного аппарата. The second cooler 19, the third cooler 21, the fourth cooler 23 and the fifth cooler 25 can be made, for example, in the form of the same gas-air heat exchange elements placed in one section of the gas-air duct of the engine, for example, in the form of racks with internal channels (see RF patent 2067683 ) installed in front of the first compressor or directly behind its first stages in a section perpendicular to the longitudinal axis of the engine. The necessity and possibility of this is dictated by the need to approach the ideal Carnot cycle. Cooler 3 solves a similar problem and can be performed, for example, in the form of any air-air heat exchanger.
Трехконтурный турбореактивный двигатель работает следующим образом. Three-circuit turbojet engine operates as follows.
Воздух, забираемый из атмосферы, поступает в первый компрессор 1 (компрессор низкого давления), который работает на первый и второй контуры. Air taken from the atmosphere enters the first compressor 1 (low pressure compressor), which operates on the first and second circuits.
Часть потока с выхода первого компрессора 1 сжимается во втором компрессоре 2 и через первый охладитель 3 поступает на вход третьего компрессора 4. Далее нагретый во втором подогревателе 5 воздух (газ, если в качестве подогревателя 5 используется камера сгорания), поступает на вторую турбину 6, где происходит его расширение, в результате которого совершается механическая работа, а сам воздух охлаждается. Part of the flow from the output of the first compressor 1 is compressed in the second compressor 2 and through the first cooler 3 it enters the inlet of the third compressor 4. Then the air heated in the second heater 5 (gas, if the combustion chamber is used as heater 5), enters the second turbine 6, where its expansion occurs, as a result of which mechanical work is performed, and the air itself is cooled.
Аналогичные процессы "подогрев-расширение-совершение механической работы" происходят в последовательно установленных по потоку парах "подогреватель-турбина", обозначенных соответственно 7 и 8, 9 и 10, 11 и 12. Подогреватели 5, 7, 9 и 11 (так же как и используемые во втором и третьем контурах заявленного устройства подогреватели 15, 17 и 27) могут быть выполнены как в виде традиционных камер сгорания, использующих углеводородное топливо, так и в виде нагревательных устройств, использующих тепло, выделяемое, например, при химических, ядерных реакциях и др. (например, Ю.С. Елисеев и др. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. / Учебник для вузов. - М.: Издат-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2000 г., с. 354). Similar processes "heating-expansion-the completion of mechanical work" occur in successively installed in a stream of pairs of "heater-turbine", respectively designated 7 and 8, 9 and 10, 11 and 12. Heaters 5, 7, 9 and 11 (same as and heaters 15, 17 and 27) used in the second and third circuits of the claimed device can be made both in the form of traditional combustion chambers using hydrocarbon fuel, and in the form of heating devices using heat generated, for example, in chemical, nuclear reactions and d . (.. E.g., YS Eliseev et al Theory and designing gas turbine combined plants and / Textbook for high schools -... Bauman 2000, p 354 M .: Izdat of BMSTU.).
Турбины 6 и 8 приводят во вращение первый вал 30 с установленным на нем третьим компрессором 4, а турбины 10 и 12 приводят во вращение второй вал 31 с компрессорами 1 и 2. В одном из возможных частных случаев выполнения первый вал 30 и второй вал 31 механически связаны между собой (связь показана пунктиром) или представляют единый вал. С выхода шестой турбины 12 отработавший газ через переключатель 13 потока поступает в первое сопло 29 либо непосредственно, либо через теплообменное устройство 14 (например, рекуперативного типа), первый выход которого также связан с соплом 29. Первый вариант организации потока газа используется на достаточно нагруженных, но относительно кратковременных режимах работы, например на взлетном или максимальном, т. е. тогда, когда необходимо получить от первого контура максимальные значения тяги. Второй вариант используется на установившихся режимах работы двигателя, а также после его запуска на стоянке. Turbines 6 and 8 rotate the first shaft 30 with a third compressor 4 installed on it, and turbines 10 and 12 rotate the second shaft 31 with compressors 1 and 2. In one possible particular case, the first shaft 30 and second shaft 31 are mechanically interconnected (connection is indicated by a dotted line) or represent a single shaft. From the output of the sixth turbine 12, the exhaust gas through the flow switch 13 enters the first nozzle 29 either directly or through a heat exchange device 14 (for example, a regenerative type), the first output of which is also connected to the nozzle 29. The first version of the gas flow organization is used on sufficiently loaded ones, but with respect to short-term operating modes, for example, at take-off or maximum, that is, when it is necessary to obtain maximum thrust values from the primary circuit. The second option is used in steady-state modes of engine operation, as well as after starting it in the parking lot.
Другая часть потока с выхода первого компрессора 1 проходит через первый подогреватель 27 (где он значительно повышает свою температуру на форсажных режимах работы) и, расширяясь во втором сопле 28, создает тягу. Another part of the flow from the output of the first compressor 1 passes through the first heater 27 (where it significantly increases its temperature in afterburner operation modes) and, expanding in the second nozzle 28, creates a thrust.
При работе по описанному выше второму варианту организации потока на выходе первого контура, когда отработавшие газы первого контура поступают в сопло 29 через теплообменное устройство 14, часть их тепловой энергии отдается газообразной рабочей среде, циркулирующей в третьем контуре, являющимся в преимущественном варианте выполнения устройства замкнутым контуром. Рабочая среда подвергается дальнейшему нагреву третьим подогревателем 15 и отдает накопленную энергию, расширяясь в третьей турбине 16, механическая энергия с которой посредством вала 33 передается в любую полезную нагрузку в системе двигателя и/или летательного аппарата, например, через муфту 34 на второй вал 31. После нагрева при прохождении через третий подогреватель 17 рабочая среда вновь отдает накопленную энергию, расширяясь теперь на четвертой турбине 18. В результате становится возможным снизить мощность, отбираемую от турбин, размещенных на втором валу 31 (а в случае механической связи валов 30 и 31 - от турбин всего первого контура) или мощность, затрачиваемую на сжатие воздуха первым компрессором 1 (вентилятором) с соответствующим изменением угла установки его лопаток. Затем рабочая среда подвергается последовательно циклическому охлаждению и нагреву за счет сжатия, проходя через последовательно соединенные по потоку охладители 19, 21, 23, 25, чередующиеся с компрессорами 20, 22, 24 и 26. Это позволяет приблизить термодинамический цикл в третьем контуре к идеальному циклу Карно и тем самым приводит к повышению удельной мощности трехконтурного двигателя. После седьмого компрессора 26 рабочая среда вновь поступает в теплообменное устройство 14 и цикл повторяется. When working according to the second variant of the organization of the flow at the outlet of the primary circuit described above, when the exhaust gases of the primary circuit enter the nozzle 29 through the heat exchange device 14, part of their thermal energy is given to the gaseous working medium circulating in the third circuit, which is, in the preferred embodiment, the device is a closed circuit . The working medium is further heated by the third heater 15 and gives off the accumulated energy, expanding in the third turbine 16, the mechanical energy from which is transmitted through the shaft 33 to any payload in the engine and / or aircraft system, for example, through the coupling 34 to the second shaft 31. After heating, while passing through the third heater 17, the working medium again gives off the stored energy, expanding now on the fourth turbine 18. As a result, it becomes possible to reduce the power taken from the turbines, data on the second shaft 31 (and in the case of mechanical connection of the shafts 30 and 31 - from the turbines of the entire primary circuit) or the power spent on compressing the air with the first compressor 1 (fan) with a corresponding change in the angle of installation of its blades. Then, the working medium is subjected to sequentially cyclic cooling and heating due to compression, passing through series-connected coolers 19, 21, 23, 25, alternating with compressors 20, 22, 24 and 26. This allows you to bring the thermodynamic cycle in the third circuit closer to the ideal cycle Carnot and thereby leads to an increase in the specific power of the three-circuit engine. After the seventh compressor 26, the working medium again enters the heat exchanger 14 and the cycle repeats.
В преимущественном варианте выполнения двигателя третий контур также является газовоздушным. В этом случае упрощается решение вопросов герметизации контура и компенсации утечек рабочей среды, что неизбежно влечет за собой повышение надежности трехконтурного двигателя в целом. In an advantageous embodiment of the engine, the third circuit is also gas-air. In this case, it simplifies solving the issues of sealing the circuit and compensating for leaks of the working medium, which inevitably entails an increase in the reliability of the three-circuit engine as a whole.
Тепловые связи, например, между пятым 9 и седьмым 15 подогревателями, а также между шестым 11 и третьим 17 подогревателями могут быть реализованы, например, в виде плоской или гофрированной теплопроводящей перегородки между внутренними полостями газового тракта каждой из перечисленных пар подогревателей (на фигуре показаны стрелками). Аналогичным образом могут быть организованы тепловые связи между другими подогревателями. Большая тепловая инерционность теплообменного устройства 14 препятствует быстрому выходу третьего контура на заданный режим работы, что снижает удельную мощность двигателя, особенно на нестационарных режимах работы, и снижает его надежность. И лишь наличие указанных связей позволяет за более короткий отрезок времени после запуска двигателя вывести его третий контур, а следовательно, и весь трехконтурный двигатель на режим, соответствующий максимальной удельной мощности. Thermal connections, for example, between the fifth 9th and seventh 15 heaters, as well as between the sixth 11th and third 17th heaters, can be realized, for example, in the form of a flat or corrugated heat-conducting partition between the internal cavities of the gas path of each of the listed pairs of heaters (shown in the figure by arrows ) Similarly, thermal connections between other heaters can be arranged. The large thermal inertia of the heat exchanger 14 prevents the quick exit of the third circuit to the specified operating mode, which reduces the specific power of the engine, especially in non-stationary operating modes, and reduces its reliability. And only the presence of these connections allows for a shorter period of time after starting the engine to bring its third circuit, and therefore the entire three-circuit engine to the mode corresponding to the maximum specific power.
В свою очередь после выхода третьего контура на стационарный режим работы накопленные в нем тепловая энергия (через тепловые связи между контурами) и механическая энергия (через механические связи между контурами) может быть передана в первый контур, например, для облегчения высотного запуска двигателя в аварийной или нештатной ситуации. Таким образом, обеспечивается не только повышение надежности трехконтурного двигателя, но и снижение расхода топлива при запуске. In turn, after the third circuit enters the stationary mode of operation, the thermal energy accumulated in it (through thermal connections between the circuits) and mechanical energy (via mechanical connections between the circuits) can be transferred to the primary circuit, for example, to facilitate high-altitude starting of the engine in emergency or contingency. Thus, it provides not only an increase in the reliability of the three-circuit engine, but also a reduction in fuel consumption at startup.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001102092A RU2213876C2 (en) | 2001-01-25 | 2001-01-25 | Triple-flow turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001102092A RU2213876C2 (en) | 2001-01-25 | 2001-01-25 | Triple-flow turbojet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001102092A RU2001102092A (en) | 2003-01-27 |
| RU2213876C2 true RU2213876C2 (en) | 2003-10-10 |
Family
ID=31988065
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001102092A RU2213876C2 (en) | 2001-01-25 | 2001-01-25 | Triple-flow turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2213876C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2599085C2 (en) * | 2011-06-16 | 2016-10-10 | Турбомека | Two-shaft gas turbine engine design with high pressure compressor connected with low-pressure turbine |
-
2001
- 2001-01-25 RU RU2001102092A patent/RU2213876C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| МАНУШИН Э.А. Газовые турбины, проблемы и перспективы. - М.: Машиностроение, 1986, с.14, рис.1.4 в. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2599085C2 (en) * | 2011-06-16 | 2016-10-10 | Турбомека | Two-shaft gas turbine engine design with high pressure compressor connected with low-pressure turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102408585B1 (en) | Turbine engine with integrated heat recovery and cooling cycle system | |
| US7600368B2 (en) | High compression gas turbine with superheat enhancement | |
| US6079197A (en) | High temperature compression and reheat gas turbine cycle and related method | |
| US20070256424A1 (en) | Heat recovery gas turbine in combined brayton cycle power generation | |
| US20120039701A1 (en) | Closed Cycle Brayton Cycle System and Method | |
| JP2017526855A (en) | Power generation system and method for generating power | |
| JP2017506719A (en) | Power generation system and method having a partially recovered flow path | |
| US10060300B2 (en) | Sectioned gas turbine engine driven by sCO2 cycle | |
| EP2366874A1 (en) | Turbine system with several independent compressors and turbines | |
| EP2519723A2 (en) | Gas turbine engine and heat exchange system | |
| US11391209B2 (en) | Gas turbine engine | |
| Wettstein | The potential of GT combined cycles for ultra high efficiency | |
| EP2765281B1 (en) | A rankine cycle apparatus | |
| RU2213876C2 (en) | Triple-flow turbojet engine | |
| US8448447B2 (en) | Gas turbine engine with fuel booster | |
| US3398525A (en) | Combined multistage power plant having a rotary compressor serving as the low pressure stage and a rotary pressure-wave machine serving as the high pressure stage | |
| US20010025478A1 (en) | Hot air power system with heated multi process expansion | |
| US20080047276A1 (en) | Combustion turbine having a single compressor with inter-cooling between stages | |
| EP3901445B1 (en) | Supercritical co2 cycle for gas turbine engines using powered cooling flow | |
| RU2146769C1 (en) | Gas turbine plant | |
| JP2004027926A (en) | Method for manufacturing gas turbine facilities | |
| Moosmann et al. | Recuperator Integration with Small Turbine Engine | |
| Corchero et al. | An insight into some innovative cycles for aircraft propulsion | |
| Milancej | Advanced gas turbine cycles: thermodynamic study on the concept of intercooled compression process | |
| US11536164B1 (en) | Closed-loop brayton cycle system with turbine blade cooling |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160914 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190126 |