RU2591361C1 - Engine of hypersonic aircraft - Google Patents
Engine of hypersonic aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2591361C1 RU2591361C1 RU2015100927/06A RU2015100927A RU2591361C1 RU 2591361 C1 RU2591361 C1 RU 2591361C1 RU 2015100927/06 A RU2015100927/06 A RU 2015100927/06A RU 2015100927 A RU2015100927 A RU 2015100927A RU 2591361 C1 RU2591361 C1 RU 2591361C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- combustion chamber
- shaft
- gas turbine
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.The invention relates to engine building, specifically to aircraft engines for supersonic and hypersonic aircraft.
Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2029118, МПК F02C 3/04, опубл. 20.05.1995 г., со вспомогательным контуром, работающим на водороде, во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, связывающий выход из свободного компрессора со вспомогательной камерой. Водород в контуре двигателя играет роль хладагента. Для охлаждения турбины основного контура используется воздух высокого давления, который после охлаждения турбины подается в камеру сгорания промежуточного перегрева, куда поступает одновременно перешедший в газообразное состояние сжиженный воздух.Known hydrogen gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2029118, IPC F02C 3/04, publ. 05/20/1995, with an auxiliary circuit operating on hydrogen, an additional air path was introduced into the auxiliary circuit, connecting the outlet from the free compressor with the auxiliary chamber. Hydrogen in the engine circuit acts as a refrigerant. To cool the turbine of the main circuit, high-pressure air is used, which, after cooling the turbine, is supplied to the intermediate overheating combustion chamber, where liquefied air enters the gaseous state at the same time.
Недостаток - низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.The disadvantage is the low specific characteristics of the engine due to the low degree of air compression in the compressor.
Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2320889, МПК F02K 3/04, опубл. 27.03.2008 г. (прототип), который содержит вентилятор, высоконапорный скоростной компрессор, мультипликатор, пароводяной нагреватель (генератор пара), форсажную камеру, турбодетандер с тепломассообменным аппаратом. Двигатель также имеет трехступенчатую активно-реактивную турбину, у которой третья ступень радиально-осевая, проточная часть которой переходит в критическое сверхзвуковое сечение сопла Лаваля, окруженное аккумулятором пара. Высоконапорный скоростной компрессор выполнен комбинированным со степенью повышения давления, равной 60. Двигатель рассчитан на тягу не менее 150 тонн с расходом воздуха через первый контур 600 кг/с, через второй контур - 1200 кг/с, температурой газа пред турбиной 2000 К. Вентилятор имеет наружный диаметр лопастей первого ряда 4000 мм. Внутри корпуса сопла Лаваля установлены форсунки подачи атомарного водорода для дожигания несгоревшего окислителя. Диски высоконапорного скоростного компрессора выполнены комбинированными - к осевым ступеням добавлены центробежные нагнетающие. Сопло Лаваля снабжено центральным телом, через отверстия которого подается паровоздушная смесь, создающая внешнюю упругую «оболочку-подушку», что позволяет изменять площадь проходного критического сечения сопла Лаваля.Known hydrogen gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2320889, IPC F02K 3/04, publ. 03/27/2008 (prototype), which contains a fan, a high-pressure high-speed compressor, a multiplier, a steam-water heater (steam generator), an afterburner, a turboexpander with a heat and mass transfer apparatus. The engine also has a three-stage active-jet turbine, in which the third stage is radial-axial, the flow part of which passes into the critical supersonic section of the Laval nozzle, surrounded by a steam accumulator. The high-speed high-speed compressor is combined with a pressure increase of 60. The engine is designed for thrust of at least 150 tons with an air flow through the first circuit of 600 kg / s, through the second circuit - 1200 kg / s, the gas temperature in front of the turbine is 2000 K. The fan has the outer diameter of the blades of the first row of 4000 mm Inside the housing of the Laval nozzle, atomic hydrogen injectors are installed to burn the unburned oxidizer. The disks of a high-pressure high-speed compressor are made combined - centrifugal pumps are added to the axial steps. The Laval nozzle is provided with a central body, through the openings of which a steam-air mixture is created, creating an external elastic “shell-pillow”, which allows changing the area of the critical section of the Laval nozzle through passage.
Недостатки - низкий уровень силы тяги, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.Disadvantages - low level of traction, relatively low specific parameters, such as specific fuel consumption, insufficient compression of the compressor.
Низкие удельные параметры объясняются тем, что создать компрессор со степенью сжатия более 30…40 невозможно, из-за того что температура воздуха на выходе из него превысит 800°C. Кроме того, энергетического потенциала газовой турбины недостаточно для привода более мощного компрессора из-за ограничений температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 К в первую очередь из-за снижения ресурса рабочих лопаток газовой турбины. Рабочие лопатки газовой турбины находятся на большом диаметре, вращаются с огромными окружными скоростями, следовательно, на них действуют значительные центробежные нагрузки. Прочностные свойства материалов при увеличении температуры ухудшаются.Low specific parameters are explained by the fact that it is impossible to create a compressor with a compression ratio of more than 30 ... 40, due to the fact that the air temperature at the outlet of it exceeds 800 ° C. In addition, the energy potential of a gas turbine is not enough to drive a more powerful compressor due to gas temperature limitations at the outlet of the turbine with a range of 1700 ... 1800 K, primarily due to a decrease in the resource of working blades of a gas turbine. The working blades of a gas turbine are on a large diameter, rotate at huge peripheral speeds, therefore, they are subject to significant centrifugal loads. The strength properties of materials with increasing temperature deteriorate.
Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя и улучшение его удельных характеристик.Objectives of the invention: increasing the energy capabilities of a gas turbine engine and improving its specific characteristics.
Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.Achieved technical results: increasing the compression ratio of the compressor, increasing the traction force of the engine and improving its specific characteristics.
Решение указанных задач достигнуто в двигательной установке гиперзвукового самолета, содержащей мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания, тем, что двигатель выполнен двухвальным, а компрессор выполнен двухкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого и высокого давления, между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник, внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы, входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде, а выходной соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания, за камерой сгорания установлена газовая турбина, ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с газовой турбиной, а ротор компрессора высокого давления соединен вторым валом с газовой турбиной.The solution of these problems was achieved in the propulsion system of a hypersonic aircraft containing a nacelle, an air intake, a housing, a compressor with a compressor rotor, a combustion chamber installed behind the compressor and connected to it by an air path, a gas turbine, a jet nozzle and a fuel system connected to the combustion chamber, that the engine is twin-shaft, and the compressor is two-stage in the form of sequentially installed low and high pressure compressors, between low and high compressors In addition, an air path has been installed in which a heat exchanger is installed, a steam turbine is installed coaxially with the first shaft inside the air path, which has an input and output collectors, an input collector is connected to the outlet of the heat exchanger, the input of which is connected to a water-based fuel system, and the output is connected to an electrolyzer, the first and second outputs of which are connected to the combustion chamber, a gas turbine is installed behind the combustion chamber, the rotor of the low-pressure compressor is connected to the gas turbine by the first shaft, and the rotor of the high-pressure compressor is connected by a second shaft to a gas turbine.
С первым валом может быть соединен электрогенератор, который установлен во входном обтекателе и выход которого электрическими проводами соединен с электролизером. Мотогондола может быть выполнена с системой его охлаждения, которая соединена с топливной системой и с теплообменником. Входной обтекатель выполнен охлаждаемым и соединен последовательно с топливной системой и теплообменником. Двигательная установка может содержать вторую топливную систему, например, работающую на углеводородном топливе, а камера сгорания выполнена с двумя группами форсунок. Воздухозаборник может быть выполнен сверхзвуковым. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.An electric generator can be connected to the first shaft, which is installed in the input fairing and the output of which is connected to the electrolyzer by electric wires. The nacelle can be made with its cooling system, which is connected to the fuel system and to the heat exchanger. The inlet cowl is made cooled and connected in series with the fuel system and the heat exchanger. A propulsion system may contain a second fuel system, for example, operating on hydrocarbon fuel, and the combustion chamber is made with two groups of nozzles. The air intake can be made supersonic. The jet nozzle can be made supersonic.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…15, где:The invention is illustrated in FIG. 1 ... 15, where:
- на фиг. 1 приведена первая схема газотурбинного двигателя,- in FIG. 1 shows a first diagram of a gas turbine engine,
- на фиг. 2 приведена вторая схема газотурбинного двигателя,- in FIG. 2 shows a second diagram of a gas turbine engine,
- на фиг. 3 приведена третья схема газотурбинного двигателя,- in FIG. 3 shows a third diagram of a gas turbine engine,
- на фиг. 4 приведена схема охлаждаемого воздухозаборника,- in FIG. 4 shows a diagram of a cooled air intake,
- на фиг. 5 приведена схема охлаждаемого входного обтекателя,- in FIG. 5 shows a diagram of a cooled input fairing,
- на фиг. 6 приведена четвертая схема газотурбинного двигателя,- in FIG. 6 shows a fourth diagram of a gas turbine engine,
- на фиг. 7 приведена схема паровой турбины,- in FIG. 7 shows a diagram of a steam turbine,
- на фиг. 8 приведена схема электролизера,- in FIG. 8 shows a diagram of an electrolyzer,
- на фиг. 9 приведена первая схема камеры сгорания,- in FIG. 9 shows a first diagram of a combustion chamber,
- на фиг. 10 приведена вторая схема камеры сгорания,- in FIG. 10 shows a second diagram of a combustion chamber,
- на фиг. 11 приведена схема соединения теплообменника и мотогондолы,- in FIG. 11 shows a connection diagram of a heat exchanger and a nacelle,
- на фиг. 12 приведена схема соединения теплообменника, мотогондолы и воздухозаборника,- in FIG. 12 shows a connection diagram of a heat exchanger, a nacelle and an air intake,
- на фиг. 13 приведена схема соединения теплообменника, мотогондолы, воздухозаборника и входного обтекателя,- in FIG. 13 shows a connection diagram of a heat exchanger, a nacelle, an air intake and an intake fairing,
- на фиг. 14 приведен сверхзвуковой воздухозаборник,- in FIG. 14 shows a supersonic air intake,
- на фиг. 15 приведено сверхзвуковое реактивное сопло.- in FIG. 15 shows a supersonic jet nozzle.
Предложенное техническое решение (фиг. 1…15) содержит мотогондолу 1, воздухозаборник 2, входной обтекатель 3, корпус 4, компрессор низкого давления 5, воздушный тракт 6, теплообменник 7, компрессор высокого давления 8, камеру сгорания 9, газовую турбину 10 и реактивное сопло 11. Реактивное сопло 11 предпочтительно выполнить сверхзвуковым. В реактивном сопле 11 установлен обтекатель 12.The proposed solution (Fig. 1 ... 15) contains a
Компрессор низкого давления 5 содержит статор 13 и ротор 14. Компрессор высокого давления 8 содержит статор 15 и ротор 16. Камера сгорания 9 содержит жаровую трубу 17 и форсунки 18. Газовая турбина 10 содержит статор 19 и ротор 20.The low-
Двигатель содержит два вала 21 и 22. Первый вал 21 установлен на опорах 23 и 24. Второй вал 22 установлен на опорах 25 и 26. Внутри воздушного тракта 6 концентрично первому валу 21 установлена паровая турбина 27, работающая на перегретой воде (паре). Паровая турбина 27 имеет наружный диаметр меньше внутреннего диаметра воздушного тракта 6, чтобы его не загромождать. Кроме того, малые диаметральные габариты паровой турбины 27 уменьшают центробежные нагрузки на ее вращающиеся детали. Паровая турбина 27 содержит внешний корпус 28, входной и выходной коллекторы соответственно 29 и 30 и ротор 31 (фиг. 1 и 2). На фиг. 2 приведена более подробно конструкция паровой турбины 27.The engine contains two
Двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи 32, имеющую бак 33, для хранения первого топлива (воды), топливопровод низкого давления 34, подключенный к выходу из бака 33. К топливопроводу низкого давления 34 присоединены насос 35, топливопровод высокого давления 36, регулятор расхода 37 и отсечной клапан 38. К системе топливоподачи 32 присоединен теплообменник 7 к выходу которого трубопроводом 39 присоединена паровая турбина 27, к выходу из которой трубопроводом 40 присоединен электролизер 41, предназначенный для разложения воды и имеющий два выхода, первый 42 для водорода и второй 43 для кислорода. Первый выход 42 трубопроводом 44 соединен с коллектором 45 и далее с форсунками 18. Второй выход 42 трубопроводом 46 соединен с полостью 47 перед камерой сгорания 9.The engine (Fig. 1) contains a
К первому валу 21 присоединен электрогенератор 48, к выходу которого присоединены электрические провода 49, выходы которых соединены с анодом 50 и катодом 51 электролизера 41.An
Мотогондола 1 (фиг. 2) может быть выполнена из наружной оболочки 52, внутренней оболочки 53 с зазором 54 между ними, входного коллектора 55 и выходного коллектора 56, который трубопроводом 57 соединен с входом в теплообменник 7, выход которого трубопроводом 58 соединен с входом в электролизер 41.The nacelle 1 (Fig. 2) can be made of the
На фиг. 3 приведена третья схема двигателя.In FIG. 3 shows the third engine diagram.
В ней входное устройство 2 и входной обтекатель 3 выполнены охлаждаемыми (фиг. 4 и 5). Воздухозаборник 2 содержит наружную стенку 59, внутреннюю стенку 60 с зазором 61 между ними. Кроме того, он содержит входной коллектор 62 и выходной коллектор 63. К входному коллектору 62 присоединена труба 64, а к выходному коллектору 63 труба 65.In it, the
На фиг. 5 приведен охлаждаемый входной обтекатель 3, который содержит наружную стенку 66, внутреннюю стенку 67, зазор 68 между ними, входной коллектор 69 и выходной коллектор 70, к которому присоединена труба 71. Внутри входного обтекателя 3 установлен электрогенератор 48. Это способствует его охлаждению.In FIG. 5 shows a cooled inlet fairing 3, which comprises an
На фиг. 6 приведена схема двухтопливного двигателя.In FIG. 6 shows a diagram of a dual-fuel engine.
Применение двухтопливного двигателя целесообразно для разгона гиперзвукового самолета, так как для его взлета в случае использования в качестве топлива воды будет недостаточно энергии от сжигания водорода, разложенного на водород и кислород в электролизере 41.The use of a dual-fuel engine is expedient for accelerating a hypersonic aircraft, since for its take-off if water is used as fuel, there will be insufficient energy from burning hydrogen decomposed into hydrogen and oxygen in the
Система подачи второго топлива 72 содержит бак 73 для хранения второго топлива, топливопровод низкого давления 74, подключенный к выходу из бака 73. К топливопроводу низкого давления 74 присоединены насос 75, топливопровод высокого давления 76, регулятор расхода 77 и отсечной клапан 78. К системе подачи второго топлива 72 присоединен теплообменник 7 и охлаждаемые воздухозаборник 2 и входной обтекатель 3, далее паровая турбина 27 и второй коллектор 79 с второй группой форсунок 80.The second
Далее описана более подробно конструкция паровой турбины 27 (фиг. 7).The construction of the
Корпус 28 содержит торцовые крышки 81 и 82, на которых размещены входной коллектор 29 и выходной коллектор 30 соответственно. На торцовых крышках 81 и 82 под коллекторами 29 и 30 выполнены отверстия 83 и 84. Корпус 31 установлен на статорной детали 85.The
Ротор 31 содержит корпус 86 в виде полого усеченного конуса, к которому присоединены торцовые стенки 87 и 88. К торцовой стенке 87 присоединен первый вал 25, а к торцовой стенке 88 - втулка 89. Втулка 89 установлена на опоре 90.The
На корпусе 28 с внутренней стороны установлены сопловые лопатки 91, а на корпусе 86 ротора 31 с внешней стороны установлены рабочие лопатки 92. Ротор 31 установлен на опорах 24 и 25 и уплотнен относительно статора 28 уплотнениями 93…96.
Второй вал 22 соединяет ротор 18 компрессора высокого давления 6 и ротор 24 газовой турбины 10 соответственно и установлен на опорах 25 и 26.The
На фиг. 8 приведен электролизер.In FIG. 8 shows the electrolyzer.
На фиг. 9 приведен первый вариант камеры сгорания 9. Применена кольцевая камера сгорания. Она содержит форсуночную плиту 97 с форсунками 18, жаровую трубу 17 с отверстиями 98, кожух 99 под жаровой трубой 17, установленный с образованием кольцевой полости 100 между ним и жаровой трубой 17. Внутри кожуха 99 выполнена полость 101.In FIG. 9 shows a first embodiment of the
На фиг.10 приведен второй вариант камеры сгорания. Между жаровой трубой 17 и внешней стенкой 102 выполнена полость 103.Figure 10 shows a second embodiment of the combustion chamber. A
Теплообменник 7 может быть соединены последовательно с паровой турбиной (фиг. 11) или последовательно с охлаждаемым воздухозаборником 2 (фиг. 10) или еще дополнительно с охлаждаемым входным обтекателем 3 (фиг. 11)The
Возможно выполнение воздухозаборника 2 сверхзвуковым (фиг. 12). В этом случае он содержит сверхзвуковую часть 104, дозвуковую часть 105, входной коллектор 106, выходной коллектор 107.It is possible to perform the
Возможно выполнение реактивного сопла 11 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов. В этом случае оно содержит дозвуковую часть 108, сверхзвуковую часть 109, входной коллектор 110, выходной коллектор 111.The execution of the
РАБОТА ДВИГАТЕЛЯENGINE OPERATION
При работе двигательной установки (фиг. 1…15) осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1…15 стартер и источник энергии не показаны). Потом включают насос 35 и вода из бака 33 подается в теплообменник 7, потом по трубопроводу 39 в паровую турбину 27 и далее по трубопроводу 40 в электролизер 41, где разлагается на водород и кислород. Полученный водород по трубопроводу 44 подается в коллектор 45 и далее в форсунки 18 камеры сгорания 9. Одновременно по трубопроводу 46 кислород подается в полость 47, где смешивается с воздухом (фиг. 1 и 9). Водород воспламеняется при помощи запального устройства (на фиг. 1…15 запальное устройство не показано). В таком режиме двигатель может работать, если самолет уже летит с околозвуковой скоростью и подогрев воздуха на его входе достигает значительной величины. Разгон самолета может быть выполнен с применением других двигателей или с применением второго топлива.When the propulsion system is operating (Fig. 1 ... 15), it is started by supplying electricity to the starter from an external energy source (in Fig. 1 ... 15, the starter and the energy source are not shown). Then they turn on the
Во втором варианте камеры сгорания (фиг. 10) запуск двигателя и работа на первом этапе осуществляется с применением второго топлива, которое из бака 73 (фиг. 6) подается по системе подачи второго топлива 72 во второй коллектор 79 и далее во вторую группу форсунок 80. После разгона самолета до М=0,8…1,0 производят переключение на первое топливо (воду), энергетического потенциала которого будет достаточно для автономной работы двигателя.In the second embodiment of the combustion chamber (Fig. 10), the engine is started and the first stage is operated using a second fuel, which is supplied from the tank 73 (Fig. 6) through the second
Возможна работа двигателя одновременно на двух топливах.The engine can operate simultaneously on two fuels.
Ротор 31 паровой турбины 27 раскручивается и раскручивает через первый вал 21 ротор 14 компрессора низкого давления 4. Ротор 16 компрессора высокого давления 8 приводится в действие ротором 20 газовой турбины 10 через второй вал 22. Компрессор низкого давления 5 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800°К. Сжимать такой горячий воздух в компрессоре дальше практически невозможно. В воздушном тракте 6 воздух охлаждается до 300…400 К и становится снова пригодным для сжатия. При сгорании топлива (водорода) в камере сгорания 9 температура выхлопных газов повышается до 1800…2000°С. Газ, имеющий высокую температуру и давление, обладает значительным энергетическим потенциалом для его срабатывания на газовой турбине 10 и для обеспечения эффективной работы реактивного сопла 11.The
Применение парового теплообменника 7, как отмечалось ранее, позволит снизить температуру воздуха на выходе из них с 700…800 К до температуры 250…300 К перед компрессорами низкого и высокого давления 4 и 6, что позволит обеим компрессорам 5 и 8 обеспечить сжатие продуктов сгорания до 100…150 кгс/см (в земных условиях), т.е. до давления, соизмеримого с давлением в современных ЖРД. Без предварительного охлаждения компрессоры низкого и высокого давлений 5 и 8 были бы в принципе неработоспособны. Высокое давление перед камерой сгорания 9 позволяет обеспечить перепад давления на газовой турбине 10 и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 11 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу. Очень высокая сила тяги при малых габаритах двигателя позволяет достичь летательным аппаратам, оборудованным таким двигателем скоростей М=10…20 и значительно повысить высотность работы двигателя.The use of a
Регулирования силы тяги осуществляется регулятором расхода 37. При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 38.The thrust force is regulated by the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Повысить степень сжатия компрессоров газотурбинного двигателя за счет применения двух компрессоров, газовой турбины и паровой турбины, работающей на водяном паре, а также охлаждения продуктов сгорания перед вторым компрессором. Паровая турбина имеет небольшие диаметральные габариты, поэтому на ее рабочие лопатки действуют меньшие центробежные силы. Применение в качестве рабочего тела паров воды значительно увеличивает энергетический потенциал этого рабочего тела и обеспечивает безопасность. Кроме того, электролиз воды и использование в качестве топлива водорода увеличивает энергетический потенциал двигателя. Степень сжатия компрессоров удается повысить за счет применения теплообменника, установленного между ними.1. To increase the compression ratio of the compressors of the gas turbine engine through the use of two compressors, a gas turbine and a steam turbine running on steam, as well as cooling the combustion products in front of the second compressor. The steam turbine has small diametric dimensions, therefore, less centrifugal forces act on its working blades. The use of water vapor as a working fluid significantly increases the energy potential of this working fluid and ensures safety. In addition, the electrolysis of water and the use of hydrogen as fuel increases the energy potential of the engine. The compression ratio of the compressors can be increased through the use of a heat exchanger installed between them.
2. Обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями гиперзвуковых скоростей М=10…20.2. Ensure that aircraft equipped with these engines achieve hypersonic speeds M = 10 ... 20.
3. Повысить высотность двигателя за счет получения кислорода из воды.3. Increase engine altitude by generating oxygen from water.
4. Увеличить надежность двигателя за счет небольших габаритов паровой турбины и уменьшения центробежных нагрузок на ее лопатки.4. Increase engine reliability due to the small dimensions of the steam turbine and reduce centrifugal loads on its blades.
Claims (7)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015100927/06A RU2591361C1 (en) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Engine of hypersonic aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015100927/06A RU2591361C1 (en) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Engine of hypersonic aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2591361C1 true RU2591361C1 (en) | 2016-07-20 |
Family
ID=56412388
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015100927/06A RU2591361C1 (en) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Engine of hypersonic aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2591361C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674836C1 (en) * | 2016-10-24 | 2018-12-13 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine combustion chamber and method for operation thereof |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2190964A (en) * | 1986-05-28 | 1987-12-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Combined turbojet, ramjet, rocket propulsion unit |
FR2635826A1 (en) * | 1988-09-01 | 1990-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | METHOD FOR FUEL SUPPLYING A TURBO-STATOREACTOR AND TURBO-STATOREACTOR FOR IMPLEMENTING THE PROCESS |
DE3909050C1 (en) * | 1989-03-18 | 1990-08-16 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
FR2687433A1 (en) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsion unit with reversed components, with modulated supply |
RU2066777C1 (en) * | 1992-11-17 | 1996-09-20 | Шевцов Валентин Федорович | Engine |
RU2327888C2 (en) * | 2006-07-25 | 2008-06-27 | Михаил Иванович Весенгириев | Gas turbine engine |
-
2015
- 2015-01-13 RU RU2015100927/06A patent/RU2591361C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2190964A (en) * | 1986-05-28 | 1987-12-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Combined turbojet, ramjet, rocket propulsion unit |
FR2635826A1 (en) * | 1988-09-01 | 1990-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | METHOD FOR FUEL SUPPLYING A TURBO-STATOREACTOR AND TURBO-STATOREACTOR FOR IMPLEMENTING THE PROCESS |
DE3909050C1 (en) * | 1989-03-18 | 1990-08-16 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
FR2687433A1 (en) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsion unit with reversed components, with modulated supply |
RU2066777C1 (en) * | 1992-11-17 | 1996-09-20 | Шевцов Валентин Федорович | Engine |
RU2327888C2 (en) * | 2006-07-25 | 2008-06-27 | Михаил Иванович Весенгириев | Gas turbine engine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674836C1 (en) * | 2016-10-24 | 2018-12-13 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine combustion chamber and method for operation thereof |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11828200B2 (en) | Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery | |
RU2561757C1 (en) | Three-component air-jet engine | |
US20150275762A1 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
RU135000U1 (en) | HYDROCARBON RECTANGULAR ENGINE | |
AU3210384A (en) | Process of intensification of the thermoenergetical cycle andair jet propulsion engines | |
US20240044287A1 (en) | Antoni cycle intermittent combustion engine | |
RU2554392C1 (en) | Hydrogen gas turbine engine | |
RU2561772C1 (en) | Air-jet engine | |
CN204877714U (en) | Aviation, space flight, navigation in mixed engine of an organic whole | |
US3486340A (en) | Gas turbine powerplant with means for cooling compressed air | |
RU2553052C1 (en) | Hydrogen air-jet engine | |
RU2594091C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
RU2593573C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
CN109869241B (en) | Hypergravity gas engine device and method | |
RU2561764C1 (en) | Hydrogen gas turbine engine | |
RU2552012C1 (en) | Hydrogen gas-turbine engine | |
WO2011096850A1 (en) | Blade and propulsion unit for tip-jet helicopter | |
RU2561773C1 (en) | Double-fuel air-jet engine | |
RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
RU95035U1 (en) | JET HELICOPTER MOTOR |