RU2338906C1 - Gas turbine engine - Google Patents
Gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2338906C1 RU2338906C1 RU2007108969/06A RU2007108969A RU2338906C1 RU 2338906 C1 RU2338906 C1 RU 2338906C1 RU 2007108969/06 A RU2007108969/06 A RU 2007108969/06A RU 2007108969 A RU2007108969 A RU 2007108969A RU 2338906 C1 RU2338906 C1 RU 2338906C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- openings
- bypass channels
- channels
- outlet
- outlet openings
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям.The invention relates to turbine construction, in particular to gas turbine engines.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ПВРД, (см. Максай А.В. и Полянский Н.И. Военное издательство Военного Министерства Союза ССР. Москва - 1950. Теория авиационных двигателей, стр.352, фиг.220 - аналог). Этот двигатель содержит по ходу движения рабочего тела входное, топливоподающее и поджигающее устройства, камеру сгорания и сопло, установленные на летательном аппарате. Работает такой двигатель без компрессора за счет торможения встречного потока воздуха. Воздух используется для образования рабочей смеси. Давление напора воздуха используется для сжатия смеси в камере сгорания и создания реакции силы тяги - реактивной силы, возникающей при выходе продуктов сгорания из сопла. Недостатками такого двигателя являются неработоспособность на месте и неэффективная его работа на малых скоростях полета из-за низкого давления рабочего тела в открытой камере сгорания, что существенно ограничивает его применение.Known ramjet engine, ramjet, (see Maksai A.V. and Polyansky N.I. Military Publishing House of the Military Ministry of the USSR. Moscow - 1950. Theory of aircraft engines, p. 352, Fig. 220 - analogue). This engine contains, in the direction of movement of the working fluid, an input, fuel supply and ignition device, a combustion chamber and a nozzle mounted on an aircraft. Such an engine works without a compressor due to braking of the oncoming air flow. Air is used to form a working mixture. The pressure of the air pressure is used to compress the mixture in the combustion chamber and create a reaction of the traction force - the reactive force that occurs when the combustion products exit the nozzle. The disadvantages of this engine are inoperability on the spot and its inefficient operation at low flight speeds due to the low pressure of the working fluid in the open combustion chamber, which significantly limits its use.
Известен газотурбинный двигатель (см. патент 1764374. К. F02С 5/00 - прототип), содержащий камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо с компрессорными и турбинными венцами, соединенными друг с другом по ходу рабочего тела секторными проходами, размещенными в корпусе. Каналы перепуска выполнены в корпусе и имеют расположенные по ходу вращения лопаточного колеса входные и выходные отверстия, частично совмещенные отверстия и выходные секторные окна, выполненные, соответственно, в кольцевой обечайке корпуса, примыкающей к внутреннему контуру венца турбинных лопаток и в цилиндрической части корпуса, примыкающие к наружному контуру турбинных лопаток. Выходные отверстия каналов перепуска выполнены в виде сопла, топливоподающие устройства установлены в последних. Венцы лопаток компрессора и турбины размещены на периферии лопаточного колеса. Секторные проходы расположены по ходу вращения лопаточного колеса перед выходными отверстиями каналов перепуска. Концы лопаток венцов турбины и компрессора снабжены плоскими бандажами.Known gas turbine engine (see patent 1764374. K.
Недостатками этого газотурбинного двигателя являются сложность конструкции, большие гидравлические потери из-за поворотов рабочего тела в процессе движения, снижающие удельную мощность, и узкие функции двигателя.The disadvantages of this gas turbine engine are design complexity, large hydraulic losses due to rotations of the working fluid during movement, which reduce specific power, and narrow engine functions.
Задачей изобретения является упрощение конструкции, снижение гидравлических потерь и увеличение удельной мощности, расширение функций двигателя.The objective of the invention is to simplify the design, reduce hydraulic losses and increase specific power, expanding engine functions.
Поставленная задача достигается тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем камеры сгорания, топливоподающие и поджигающие устройства, входные отверстия, расположенные на торцах корпуса, в котором установлено лопаточное колесо, примыкающее наружным контуром венцов к цилиндрической части корпуса, в которой выполнены каналы перепуска с входными отверстиями и выходными отверстиями, выполненными в виде сопла, входные отверстия, выходные секторные окна, частично совмещенные с отверстиями, выполненными в кольцевых обечайках корпуса, примыкающих к внутреннему контуру венцов лопаточного колеса , согласно изобретению в цилиндрической части корпуса выполнены в виде диффузоров входные отверстия каналов прямого перепуска, за ними по ходу вращения лопаточного колеса расположены выходные секторные окна и входные отверстия, связанные с выполненными диффузорами, в которые установлены выходные отверстия каналов прямого перепуска, выполненные в виде сопла с установленными в них топливоподающими устройствами, расположены каналы перепуска с входными и выходными отверстиями и выполнены выходные отверстия, а между входными отверстиями и каналами перепуска расположены топливоподающие устройства. Это позволяет упростить конструкцию, уменьшить гидравлические потери и увеличить удельную мощность двигателя.The problem is achieved in that in a gas turbine engine containing combustion chambers, fuel supply and ignition devices, inlet openings located at the ends of the casing, in which a blade wheel is installed adjacent to the cylindrical part of the casing by the outer contour of the crowns, in which bypass channels with inlet openings are made and outlet openings made in the form of a nozzle, inlet openings, output sector windows partially aligned with openings made in the ring shells of the body, etc. inlet of the blade wheel crowns, according to the invention, in the cylindrical part of the casing, inlets of direct bypass channels are made in the form of diffusers, followed by output sector windows and inlet openings associated with the made diffusers into which outlet openings of channels are arranged in the form of diffusers direct bypass, made in the form of a nozzle with fuel supply devices installed in them, bypass channels with inlet and outlet openings and Execute the outlets, and between the inlet openings and bypass channels arranged fuel feed device. This allows to simplify the design, reduce hydraulic losses and increase the specific power of the engine.
Расширение функций двигателя достигается тем, что выполнены выходные отверстия в цилиндрической части корпуса между выходными отверстиями и входными отверстиями каналов прямого перепуска и между последними и каналами перепуска в кольцевой обечайке, выходные отверстия снабжены регуляторами потока газа и соплами, направленными параллельно ходу воздуха в диффузорах и под углом к этому направлению, входные отверстия в торцах корпуса снабжены диффузорами, направленными так же, как и диффузоры, связанные с входными отверстиями, в каналах прямого перепуска установлены регуляторы потока газа, между входными отверстиями и каналами перепуска расположены топливоподающие устройства, а каналы перепуска снабжены выходными отверстиями, выполненными в виде сопла, направленными против вращения лопаточного колеса, и регуляторами перевода потока газа в сопла отверстий прямого или обратного направления.The expansion of engine functions is achieved by the fact that the outlet openings are made in the cylindrical part of the body between the outlet openings and the inlet openings of the direct bypass channels and between the latter and the bypass channels in the annular shell, the outlet openings are equipped with gas flow regulators and nozzles directed parallel to the air flow in the diffusers and under angle to this direction, the inlets at the ends of the housing are equipped with diffusers directed in the same way as the diffusers associated with the inlets in the channels For direct bypass, gas flow regulators are installed, fuel supply devices are located between the inlet openings and bypass channels, and the bypass channels are equipped with nozzle outlets directed against the rotation of the blade wheel and regulators for transferring the gas flow into the nozzles of the forward or reverse openings.
На фиг.1,3 схематично изображен газотурбинный двигатель, в разрезе по его продольной оси А-А, на фиг.2, 4 - в поперечных разрезах по Б-Б, на фиг.5 выполнен вид В и на фиг.6 показаны каналы перепуска с соплами выходных отверстий прямого и обратного направления. Повторяющиеся позиции одинаковых деталей показаны не на всех чертежах. Конструкция двигателя симметрична относительно плоскости, перпендикулярной оси, проходящей через его центр.In Fig.1.3 schematically shows a gas turbine engine, in section along its longitudinal axis aa, in Fig.2, 4 - in transverse sections along BB, Fig.5 is a view In and Fig.6 shows the channels bypass with nozzles of the outlet holes of the forward and reverse directions. Duplicate positions of identical parts are not shown in all drawings. The design of the engine is symmetrical about a plane perpendicular to the axis passing through its center.
Газотурбинный двигатель содержит корпус 1, включающий крышки 2 и 3 цилиндрической формы, на торцах которых в центральной части выполнены входные отверстия 4 и кольцевые обечайки 5 с отверстиями 6. Лопаточное колесо 7 с лопатками 8 на валу 9 с подшипниками 10, установленное в корпусе 1. Венцы лопаточного колеса 7 по внутреннему контуру примыкают к обечайкам 5, а по наружному - к цилиндрической части корпуса 1. На торцах венцов лопаточного колеса 7 закреплены плоские бандажные кольца 11, закрывающие с боковых сторон промежутки между лопатками 8 камер сгорания 12. Каналы прямого перепуска 13 с входными отверстиями 14, выполненными в цилиндрической части корпуса 1 в виде диффузоров. Выходные отверстия 15 каналов прямого перепуска 13 выполнены в виде сопла, в них установлены топливоподающие устройства 16. По ходу вращения лопаточного колеса 7, по указанной стрелке, в цилиндрической части корпуса 1 расположены после входных отверстий 14 выходные секторные окна 17, совпадающие с отверстиями 6, которые частично продлены по ходу лопаточного колеса 7 относительно этих выходных секторных окон 17. Входные отверстия 18, связанные с выполненными диффузорами 19, в которые установлены сопла выходных отверстий 15 каналов прямого перепуска 13. Каналы перепуска 20, выходные отверстия которых направлены по ходу вращения лопаточного колеса. Поджигающие устройства 21, расположенные перед каналами перепуска 20. Выходные отверстия 22. Топливоподающие устройства 23, установленные в кольцевых обечайках 5, между входными отверстиями 18 и поджигающими устройствами 21. Топливоподающие устройства могут быть установлены, напротив, в цилиндрической части корпуса 1, а каналы перепуска 20 могут быть продлены в сторону выходных отверстий 22.The gas turbine engine comprises a
В газотурбинном двигателе, показанном на фиг.3, 4 и фиг.5, за выходными отверстиями 22 по ходу вращения лопаточного колеса 7 расположены выходные отверстия 24. Выходные отверстия 22, 24 снабжены регуляторами газового потока соответственно 25, 26 и соплами, из них сопла выходных отверстий 22 направлены в сторону движения воздуха в диффузорах 19, а сопла выходных отверстий 24 направлены под углом к этому направлению. Входные отверстия 4 связаны с выполненными диффузорами 27, направленными так же, как и диффузоры 19. В кольцевых обечайках 5 между каналами перепуска 20 и входными отверстиями 14 каналов прямого перепуска 13 выполнены выходные отверстия 28. Эти выходные отверстия 28 связаны с соплами 29 и 30. Сопла 29 и 30 снабжены регуляторами газового потока соответственно 31 и 32. В каналах прямого перепуска 13 установлены регуляторы 33. Выходные отверстия каналов перепуска 20 (фиг.6) выполнены в виде сопла, направлены против вращения лопаточного колеса 7 и снабжены регуляторами 34, установленными на шарнирах 35 перевода потока газа, как в сопла отверстий, направленных по ходу, так и в сопла отверстий, направленных против хода лопаточного колеса 7. На торцах корпуса 1 выполнены вентиляционные отверстия 36.In the gas turbine engine shown in FIGS. 3, 4 and FIG. 5,
Газотурбинный двигатель работает следующим образом.The gas turbine engine operates as follows.
Раскручивается лопаточное колесо 7 (фиг.1, 2) по указанной стрелке. Воздух через диффузоры 19 поступает во входные отверстия 18 и дальше в камеры сгорания 12. Под действием центробежных сил в камеры сгорания 12 воздух поступает и через входные отверстия 4, отверстия 6 и выходит через выходные секторные окна 17. После прохода лопатками 8 секторных окон 17 отверстия 6 остаются еще открытыми из-за их относительного продления, поэтому воздух еще продолжает нагнетаться в камеры сгорания 12 до полного прохода лопатками 8 отверстий 6. Давление воздуха в камерах сгорания 12 возрастает, но оно остается меньше напора потока, проходящего через входные отверстия 18. При прохождении камерами сгорания 12 топливоподающих устройств 23 воздух смешивается с топливом, образуя топливовоздушную смесь, которая поджигается устройствами 21. При горении топлива давление в камерах сгорания повышается, часть газа в обратном направлении через каналы перепуска 20 переходит в следующие камеры сгорания 12, повышает в них степень сжатия смеси и ее поджигает. После поджигания смеси горение ее становится постоянным, поэтому поджигающие устройства 21 отключаются. Циркуляция газа через каналы перепуска 20, проходя через сопла на выходе из него, создает давление на лопатки 8 в сторону их движения. В удлиненном варианте каналов перепуска 20 газ в эти каналы поступает из камер сгорания 12, где топливо сгорело и образовалось максимальное давление газа, что в большей мере должно повышать эффективность горения топлива. Точная длина каналов перепуска 20 может быть определена экспериментально. После каналов перепуска 20 камеры сгорания 12 совпадают с выходными отверстиями 22. Газ выходит через них под давлением, образуя реактивные силы, приложенные к лопаточному колесу 7, которые создают крутящий момент на валу 9. В камерах сгорания 12 после их прохождения выходных отверстий 22 остается газ с пониженным давлением, который не использован для образования крутящего момента на валу 9. Он под действием центробежных сил нагнетается из камеры сгорания 12 при совпадении их с входными отверстиями 14 в эти отверстия - диффузоры. Дальше по каналам прямого перепуска 13 газ поступает в сопла выходных отверстий 15. На выходе из них создается эжекция, где кинетической энергией потока газа происходит нагнетание в камеры сгорания 12 воздуха, проходящего диффузоры 19, и топлива из топливоподающих устройств 16. Цикл запуска и принудительное вращение вала 9 на этом заканчиваются. Топливоподающие устройства 23 могут отключаться или оставаться включенными в зависимости от подачи топлива топливоподающими устройствами 16. В следующих циклах подогретое топливо в выходных отверстиях 15 в интенсивно перемешанном виде с воздухом и газом заполняет камеры сгорания 12. Газ, оставшийся в камерах сгорания 12, после прохождения входных отверстий 14 каналов прямого перепуска 13 вместе с воздухом, поступающим через входные отверстия 4 и отверстия 6, вытесняется центробежной силой через выходные секторные окна 17. Происходит продувка и охлаждение камер сгорания 12 воздухом, который после прохождения секторных окон 17 продолжает нагнетаться в них. Величина давления воздуха в камерах сгорания 12 определяется совпадением отверстий 6 с выходными секторными окнами 17, таким, чтобы не препятствовать поступлению в камеры сгорания 12 смеси газа, воздуха и топлива через входные отверстия 18. Поступление такой смеси через входные отверстия 18 осуществляет и дополнительное охлаждение камер сгорания 12, так как температура газа, воздуха и топлива ниже температуры в камерах сгорания 12 при их заполнении.Spin the blade wheel 7 (Fig.1, 2) in the direction of the arrow. Air through the
В газотурбинном двигателе (фиг.3, 4, 5 и 6) газ с высоким давлением из камер сгорания 12 выходит через сопла выходных отверстий 22, 24 в цилиндрической части корпуса 1 по наружному контуру венцов лопаточного колеса 7. Через выходные отверстия 28 и сопла 29, 30 по внутреннему контуру. Величина окружной скорости на внутреннем контуре значительно меньше, чем на наружном контуре. Это влияет на реактивные силы, приложенные к лопаточному колесу 7, возникающие от движения потока газа в соплах 22, 24 и в соплах 29, 30. Величина реактивных сил зависит и от величины нагрузки на вал 9. С увеличением такой нагрузки окружная скорость вращения лопаток 8 уменьшается, разница между этой скоростью и скоростью истечения газа из сопла увеличивается, соответственно увеличиваются и реактивные силы. Управление реактивными силами в направлениях, определяемых соплами, осуществляется регуляторами потока газа по наружному контуру 25, 26 и по внутреннему контуру 31, 32. Количество воздуха, поступающего через диффузоры 19, подаваемого эжекцией через входные отверстия 18 в камеры сгорания 12, устанавливается регуляторами потока газа 33 в каналах прямого перепуска 13 в сочетании с другими регуляторами, устанавливающими потоки газа в соплах 22, 24 и 29, 30. Для увеличения подачи воздуха регуляторами 33 каналы прямого перепуска 13 открываются больше, а другие регуляторы соответственно закрываются, уменьшая расход газа через действующие, не перекрытые, сопла. При большом встречном потоке воздуха, поступающего через диффузоры 19 и 27, обеспечивающего нормальное давление в камерах сгорания 12, каналы прямого перепуска регуляторами 33 могут быть полностью перекрыты. В этих случаях через входные отверстия 18 в камеры сгорания 12 поступает только воздух, без газа. Если его давление в камерах сгорания 12 понизится, то все равно степень сжатия будет нормальной из-за поступления большего количества газа через каналы перепуска 20. Если нагрузка на вал 9 окажется низкой, окружная скорость вращения лопаток 8 высокой и разница скоростей окружной и выхода газа из сопла станет небольшой, не достаточной для образования необходимых реактивных сил, то в таких случаях поворотом регуляторов 34 на шарнирах 35 сопла выходных отверстий каналов перепуска 20, направленных по ходу вращения лопаточного колеса 7, закрываются, а сопла выходных отверстий, направленных против вращения лопаточного колеса 7, открываются. Потоки газа, проходящие через каналы перепуска 20, начнут давить на лопатки 8 против их движения и уменьшать окружную скорость лопаточного колеса 7. Реактивные силы из-за увеличения указанной разницы скоростей начнут увеличиваться. Охлаждение двигателя осуществляется контактом лопаточного колеса 7 с воздухом и через вентиляционные отверстия 36.In a gas turbine engine (FIGS. 3, 4, 5 and 6), high-pressure gas leaves the
Таким образом, конструкция двигателя упрощается тем, что выполнены каналы прямого перепуска для нагнетания воздуха и топлива в камеры сгорания. Удельная мощность двигателя повышается снижением гидравлических потерь, циркуляцией неиспользованного газа в направлении движения рабочего тела. Энергия газа повышается при входе в каналы прямого перепуска центробежной силой, а на выходе из них путем эжекции преобразовывается в нагнетание воздуха и топлива в камеры сгорания. Удельная мощность повышается и за счет использования энергии потока воздуха, поступающего в диффузоры двигателя. Направление вращения лопаточного колеса совпадает с направлением движения встречного потока воздуха, скорость которого возрастает в диффузорах. Лобовое сопротивление встречного потока воздуха растет примерно в квадрате скорости его движения. Составляет такое лобовое сопротивление лопаточное колесо. От действия потока воздуха камеры сгорания с меньшей затратой энергии более интенсивно заполняются воздухом, в том числе и проходящим через диффузоры, связанные с входными отверстиями в торцах корпуса.Thus, the engine design is simplified by the fact that direct bypass channels are made for forcing air and fuel into the combustion chambers. The specific power of the engine is increased by reducing hydraulic losses, by circulating unused gas in the direction of movement of the working fluid. The energy of the gas increases at the entrance to the direct bypass channels by centrifugal force, and at the exit from them by ejection it is converted into air and fuel injection into the combustion chambers. Specific power is increased due to the use of energy from the air flow entering the engine diffusers. The direction of rotation of the blade wheel coincides with the direction of movement of the oncoming air stream, the speed of which increases in the diffusers. The frontal resistance of the oncoming air flow grows approximately in the square of its speed. The impeller is such a drag. From the action of the air flow, the combustion chambers with less energy are more intensively filled with air, including passing through diffusers associated with the inlets at the ends of the housing.
Расширение функций двигателя достигается тем, что увеличено количество выходных отверстий с соплами, выполненными в цилиндрической части корпуса и в кольцевых обечайках, направленными по ходу воздуха в диффузорах и под углом к этому направлению. Установка регуляторов потока газа позволяет создавать необходимые режимы работы двигателя в различных положениях и условиях. Расположение топливоподающих устройств между входными отверстиями, выполненными в цилиндрической части корпуса, и каналами перепуска позволяет использовать различные виды топлива, повысить надежность запуска и работы двигателя.The expansion of engine functions is achieved by increasing the number of outlet openings with nozzles made in the cylindrical part of the body and in the annular shells, directed along the air flow in the diffusers and at an angle to this direction. The installation of gas flow regulators allows you to create the necessary engine operating modes in various positions and conditions. The location of the fuel supply devices between the inlets made in the cylindrical part of the housing and the bypass channels allows the use of various types of fuel, to increase the reliability of engine starting and operation.
Газотурбинный двигатель может применяться в различных областях, в том числе в авиации, наземном, водном транспортах. В частности, в стационарных установках, автомобилях, тракторах, в транспортных средствах типа на воздушной подушке, снегоходах, катерах. В воздушном транспорте, на самолетах, особенно турбовинтовых, где нагрузкой на вал двигателя является вращение винта самолета, которое выгодно сочетается с образованием реактивных сил тяги. Такое же сочетание возможно и на вертолетах. Самолет с таким двигателем при полете по горизонтальной траектории сможет понижать скорость полета без изменения высоты, а взлетать и приземляться на небольшие участки, что ко всему повышает и безопасность полета.The gas turbine engine can be used in various fields, including aviation, land, water transport. In particular, in stationary installations, cars, tractors, in vehicles such as hovercraft, snowmobiles, boats. In air transport, on airplanes, especially turboprops, where the load on the engine shaft is the rotation of the aircraft propeller, which is advantageously combined with the formation of reactive thrust. The same combination is possible on helicopters. A plane with such an engine, when flying along a horizontal trajectory, will be able to lower the flight speed without changing its altitude, and take off and land in small sections, which also increases flight safety.
По аналогии этого двигателя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, ПВРД, можно считать, что реактивная сила Р его определяется уравнением 1, а скорость потока газа в соплах уравнением 2.By analogy of this engine with a ramjet engine, ramjet engine, we can assume that its reactive force P is determined by
Из первого уравнения следует, что при Vo, равной нулю, лопаточное колесо не вращается и реактивные силы тяги равны нулю. Максимальное значение реактивных сил тяги создается при значении Vo, находящейся в интервале Vг>Vo>0. Отношения Tz/То имеют высокие значения, потому что горение топлива происходит при высокой степени сжатия горючей смеси, при постоянном объеме, в закрытых камерах сгорания, и достаточном их охлаждении. Потери скорости в двигателе незначительны, поэтому коэффициент К близок к единице. Из второго уравнения следует, что скорость газов в соплах по условиям прохождения рабочего процесса в двигателе значительно превышает окружную скорость вращения лопаточного колеса. Разницу этих скоростей увеличивает нагрузка на валу двигателя. В отличие от ПВРД предлагаемый двигатель на месте может создавать крутящий момент, реактивные силы и иметь повышенные характеристики, в том числе и на малых скоростях полета при установке его в летательных аппаратах.From the first equation it follows that when V o equal to zero, the blade wheel does not rotate and the reactive thrust forces are equal to zero. The maximum value of the reactive forces of traction is created when the value of V o located in the range of V g > V o > 0. The T z / T о ratios are high because the combustion of the fuel occurs with a high degree of compression of the combustible mixture, with a constant volume, in closed combustion chambers, and sufficient cooling. The loss of speed in the engine is negligible, therefore, the coefficient K is close to unity. From the second equation it follows that the gas velocity in the nozzles under the conditions of the working process in the engine significantly exceeds the peripheral speed of rotation of the blade wheel. The difference in these speeds increases the load on the motor shaft. Unlike ramjet, the proposed engine in place can create torque, reactive forces and have enhanced characteristics, including at low flight speeds when installed in aircraft.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2338906C1 true RU2338906C1 (en) | 2008-11-20 |
Family
ID=40241342
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007108969/06A RU2338906C1 (en) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2338906C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2693948C1 (en) * | 2018-02-27 | 2019-07-08 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
RU2708178C1 (en) * | 2019-01-10 | 2019-12-04 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
-
2007
- 2007-03-12 RU RU2007108969/06A patent/RU2338906C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2693948C1 (en) * | 2018-02-27 | 2019-07-08 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
RU2708178C1 (en) * | 2019-01-10 | 2019-12-04 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2477683A (en) | Compressed air and combustion gas flow in turbine power plant | |
JP4705727B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US2579049A (en) | Rotating combustion products generator and turbine of the continuous combustion type | |
US7134271B2 (en) | Thrust vectoring aft FLADE engine | |
US2611241A (en) | Power plant comprising a toroidal combustion chamber and an axial flow gas turbine with blade cooling passages therein forming a centrifugal air compressor | |
CN109028149B (en) | Variable geometry rotary detonation combustor and method of operating same | |
US2479776A (en) | Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners | |
CN109028146A (en) | It is mixed and burned device assembly and operating method | |
CN114746700B (en) | Rotary detonation combustion and heat exchanger system | |
JP6132979B2 (en) | Engine that uses combustion gas as driving force | |
GB439805A (en) | Improvements in jet propulsion apparatus for aircraft, projectiles and turbine apparatus | |
CN109028147A (en) | Toroidal throat rotates detonating combustion device and corresponding propulsion system | |
US4241576A (en) | Gas turbine engine | |
GB1069217A (en) | Improvements relating to engines | |
CN112797442A (en) | Method and system for rotary detonation combustion | |
US1346509A (en) | Explosion gas-turbine | |
RU2338906C1 (en) | Gas turbine engine | |
US2823516A (en) | Ducted fan power plant for aircraft | |
US3404853A (en) | Radial turbine engines and applications thereof | |
RU2271460C2 (en) | Gas-turbine turbofan engine | |
US3354636A (en) | Circle jet engine | |
RU2665760C1 (en) | Method of increasing a reactive thrust in a turboreactive two-circuit engine and a turboreactive two-concurrent engine for its implementation | |
RU2347923C2 (en) | Gas turbine engine (versions) | |
US11603794B2 (en) | Method and apparatus for increasing useful energy/thrust of a gas turbine engine by one or more rotating fluid moving (agitator) pieces due to formation of a defined steam region | |
RU2708178C1 (en) | Gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190313 |