RU2594828C1 - Двигательная установка гиперзвукового самолета - Google Patents

Двигательная установка гиперзвукового самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2594828C1
RU2594828C1 RU2015101479/06A RU2015101479A RU2594828C1 RU 2594828 C1 RU2594828 C1 RU 2594828C1 RU 2015101479/06 A RU2015101479/06 A RU 2015101479/06A RU 2015101479 A RU2015101479 A RU 2015101479A RU 2594828 C1 RU2594828 C1 RU 2594828C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
rotor
combustion chamber
shaft
heat exchanger
Prior art date
Application number
RU2015101479/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2015101479/06A priority Critical patent/RU2594828C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2594828C1 publication Critical patent/RU2594828C1/ru

Links

Images

Abstract

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит 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. Двигатель выполнен двухвальным. Компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор 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 паровой турбиной. Ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины. Ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Description

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.
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.
Недостаток: низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.
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 перед турбиной 2000 K. 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.
Недостатки; низкий уровень силы тяги, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.
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 ограничении температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 K 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.
Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя и улучшение его удельных характеристик.
Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.
Решение указанных задач достигнуто в двигательной установке гиперзвукового самолета, содержащей фюзеляж, 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 трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления, между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник, внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная 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 паровой турбиной, ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины, а ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины.
С первым валом может быть соединен вал электрогенератора, 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 может быть 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.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…15, где:
- на фиг. 1 приведена первая схема газотурбинного двигателя,
- на фиг. 2 приведена вторая схема газотурбинного двигателя,
- на фиг. 3 приведена третья схема газотурбинного двигателя,
- на фиг. 4 приведена схема охлаждаемого воздухзаборника,
- на фиг. 5 приведена схема охлаждаемого входного обтекателя,
- на фиг. 6 приведена четвертая схема газотурбинного двигателя,
- на фиг. 7 приведена схема паровой турбины,
- на фиг. 8 приведена схема электролизера,
- уа фиг. 9 приведена первая схема камеры сгорания,
- на фиг. 10 приведена вторая схема камеры сгорания,
- на фиг. 11 приведена схема соединения теплообменника и мотогодолы,
- на фиг 12 приведена схема соединения теплообменника, мотогондолы и воздухозабоника,
- на фиг 13 приведена схема соединения теплообменника, мотогондолы, воздухозабоника и входного обтекателя,
- на фиг. 14 приведен сверхзвуковой воздухозаборник,
- на фиг. 15 приведено сверхзвуковое реактивное сопло.
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 среднего давления 8, компрессор высокого давления 9, камеру сгорания 10, газовую турбину 11 и реактивное сопло 12. Реактивное сопло 12 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.
Компрессор низкого давления 5 содержит статор 13 и ротор 14. Компрессор среднего давления 8 содержит статор 15 и ротор 16. Компрессор высокого давления 9 содержит статор 17 и ротор 18. Камера сгорания 10 содержит жаровую трубу 19 и форсунки 20. Газовая турбина 11 содержит статор 21 и ротор 22.
Двигатель содержит два вала 23 и 24. Первый вал 23 установлен на опорах 25 и 26. Второй вал 24 установлен на опорах 27 и 28. Внутри воздушного тракта 6 концентрично первому валу 21 установлена биротативная паровая турбина 29, работающая на перегретой воде (паре). Биротативная паровая турбина 29 имеет наружный диаметр меньше внутреннего диаметра воздушного тракта 6, чтобы его не загромождать. Кроме того, малые диаметральные габариты биротативной паровой турбины 29 уменьшают центробежные нагрузки на ее вращающиеся детали. Биротативная паровая турбина 29 содержит внешний ротор 30 и внутренний ротор 31. Внешний ротор 30 установлен на опорах 32 и 33, внутренний ротор 31 - на опорах 34 и 35.
Кроме того биротативная паровая турбина 29 содержит входной и выходной коллекторы, соответственно 36 и 37 (фиг. 1 и 2). На фиг. 7 приведена более подробно конструкция биротативной паровой турбины 29. Внешний ротор 30 совмещен с ротором 16 компрессора среднего давления 8.
Двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи, имеющую бак 38 для хранения первого топлива (воды), топливопровод низкого давления 39, подключенный к выходу из бака 38. К топливопроводу низкого давления 39 присоединены насос 40, топливопровод высокого давления 41, регулятор расхода 42 и отсечной клапан 43. К системе топливоподачи присоединен теплообменник 7, к выходу которого трубопроводом 44 присоединена биротативная паровая турбина 29, к выходу из которой трубопроводом перепуска 45 присоединен электролизер 46, предназначенный для разложения воды и имеющий два выхода - первый 47 для водорода и второй 48 для кислорода. Первый выход 47 трубопроводом 49 соединен с коллектором 50 и далее с форсунками 20. Второй выход 48 трубопроводом 51 соединен с полостью 52 перед камерой сгорания 10.
К первому валу 23 присоединен электрогенератор 53, к выходу которого присоединены электрические провода 54, выходы которых соединены с анодом 55 и катодом 56 электролизера 46.
Мотогондола 1 (фиг. 2) может быть выполнена из наружной оболочки 57, внутренней оболочки 58 с зазором 59 между ними, входного коллектора 60 и выходного коллектора 61, который трубопроводом 62 соединен с входом в теплообменник 7, выход которого трубопроводом 63 соединен с входом в биротативную паровую турбину 29.
На фиг. 3 приведена третья схема двигателя.
В ней входное устройство 2 и входной обтекатель 3 выполнены охлаждаемыми (фиг. 4 и 5). Воздухозаборник 2 содержит наружную стенку 64, внутреннюю стенку 65 с зазором 66 между ними. Кроме того, он содержит входной коллектор 67 и выходной коллектор 68. К входному коллектору 67 присоединен трубопровод 69, а к выходному коллектору 68 - трубопровод 70.
На фиг. 5 приведен охлаждаемый входной обтекатель 3, который содержит наружную стенку 71, внутреннюю стенку 72 и зазор 73 между ними, входной коллектор 74 и выходной коллектор 75, к которому присоединена труба 76. Внутри входного обтекателя 3 установлен электрогенератор 53. Это способствует его охлаждению.
На фиг. 6 приведена схема двухтопливного двигателя.
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 56.
Система подачи второго топлива 77 содержит бак 78, для хранения второго топлива, топливопровод низкого давления 79, подключенный к выходу из бака 78. К топливопроводу низкого давления 79 присоединены насос 80, далее - топливопровод высокого давления 81, регулятор расхода 82 и отсечной клапан 83. К системе подачи первого топлива (фиг. 11 и 12) может быть присоединен теплообменник 7 и охлаждаемые воздухозаборник 2 и входной обтекатель 3, далее - биротативная паровая турбина 29 и второй коллектор 84 со второй группой форсунок 85.
Далее описана более подробно конструкция биротативной паровой турбины 29 (фиг. 7).
Внешний ротор 30 содержит торцовые крышки 86 и 87, на которых размещены входной коллектор 35 и выходной коллектор 36 соответственно. На торцовых крышках 86 и 87 под коллекторами 34 и 35 выполнены отверстия 88 и 89. Внешний ротор 30 установлен на статорной детали 90.
Внутренний ротор 31 содержит корпус 91 в виде полого усеченного конуса, к которому присоединены торцовые стенки 92 и 93. К торцовой стенке 92 присоединен первый вал 23, а к торцовой стенке 92 - втулка 94. Втулка 94 установлена на опоре 35. К торцовой стенке 87 присоединена втулка 95.
На внешнем роторе 33 с внутренней стороны установлены сопловые лопатки турбины 96, а на внутреннем роторе 36 с внешней стороны установлены рабочие лопатки турбины 97. Внешний ротор 30 уплотнен относительно внутреннего ротора 31 уплотнениями 98…101.
Второй вал 25 соединяет ротор 19 компрессора высокого давления 9 и ротор 23 газовой турбины 11.
На фиг. 8 приведен электролизер.
На фиг. 9 приведен первый вариант камеры сгорания 9. Применена кольцевая камера сгорания. Она содержит форсуночную плиту 102 с форсунками 21, жаровую трубу 20 с отверстиями 103, кожух 104 под жаровой трубой 20, установленный с образованием кольцевой полости 105 между ним и жаровой трубой 20. Внутри кожуха 104 выполнена полость 106. Между жаровой трубой 20 и внешней стенкой 107 выполнена полость 108.
На фиг. 10 приведен второй вариант камеры сгорания.
Теплообменник 7 может быть соединен последовательно с паровой турбиной (фиг. 11) или последовательно с охлаждаемым воздухозаборником 2 (фиг. 10) или еще дополнительно - с охлаждаемым входным обтекателем 3 (фиг. 11)
Возможно выполнение воздухозаборника 2 сверхзвуковым (фиг. 12). В это случае он содержит сверхзвуковую часть 109, дозвуковую часть 110, входной коллектор 111, выходной коллектор 112.
Возможно выполнение реактивного сопла 11 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов. В этом случае оно содержит дозвуковую часть 113, сверхзвуковую часть 114, входной коллектор 115, выходной коллектор 116.
РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ
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 40 и вода из бака 38 подается в теплообменник 7, потом по трубопроводу перепуска 39 в паровую турбину 32 и далее по трубопроводу перепуска 45 в электролизер 46, где разлагается на водород и кислород. Полученный водород по трубопроводу 49 подается в коллектор 59 и далее в форсунки 21 камеры сгорания 10. Одновременно по трубопроводу 51 кислород подается в полость 52, 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.
Во втором варианте камеры сгорания (фиг. 10) запуск двигателя и работа на первом этапе осуществляется с применением второго топлива, которое из бака 78 (фиг. 6) подается по системе подачи второго топлива 77 во второй коллектор 84 и далее во вторую группу форсунок 85. После разгона самолета до M=0,8…1,0 производят переключение на первое топливо (воду), энергетического потенциала которого будет достаточно для автономной работы двигателя.
Возможна работа двигателя одновременно на двух топливах.
Роторы 30 и 31 биротативной паровой турбины 29 раскручиваются и раскручивают через первый вал 24 ротор 14 компрессора низкого давления 4. Ротор 16 компрессора высокого давления 9 приводится в действие ротором 23 газовой турбины 11 через второй вал 26. Компрессор низкого давления 5 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 K. Сжимать такой горячий воздух в компрессоре дальше практически невозможно. В воздушном тракте 6 воздух охлаждается до 300…400 K и становится снова пригодным для сжатия. При сгорании топлива (водорода) в камере сгорания 9 температура выхлопных газов повышается до 1800…2000°C. 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.
Применение теплообменника 7, как отмечалось ранее, позволит снизить температуру воздуха на выходе из них с 700…800 K до температуры 250…300 K 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 12 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 M=10…20 и значительно повысить высотность работы двигателя.
Регулирования силы тяги осуществляется регулятором расхода 42.
При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 43.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить степень сжатия компрессоров газотурбинного двигателя за счет применения трех компрессоров, газовой турбины и биротативной паровой турбины, работающей на водяном паре, а также охлаждения продуктов сгорания перед компрессором среднего давления. Биротативная 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.
2. Обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями, гиперзвуковых скоростей M=10…20.
3. Повысить высотность двигателя за счет получения кислорода из воды.
4. Увеличить надежность двигателя за счет небольших габаритов биротативной паровой турбины и уменьшения центробежных нагрузок на ее лопатки.

Claims (7)

1. Двигательная установка гиперзвукового самолета, содержащая 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, отличающаяся тем, что двигатель выполнен двухвальным, а компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления, между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник, внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная 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 паровой турбиной, ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины, а ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины.
2. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1, отличающаяся тем, что с первым валом соединен электрогенератор, который установлен во входном обтекателе и выход которого электрическими проводами соединен с электролизером.
3. Двигательная установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что фюзеляж выполнен с системой его охлаждения, которая соединена с топливной системой и с теплообменником.
4. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что входной обтекатель выполнен охлаждаемым и соединен последовательно с топливной системой и теплообменником.
5. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит вторую топливную систему, например, работающую на углеводородном топливе, а камера сгорания выполнена с двумя группами форсунок.
6. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен сверхзвуковым.
7. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что реактивное сопло выполнено сверхзвуковым.
RU2015101479/06A 2015-01-19 2015-01-19 Двигательная установка гиперзвукового самолета RU2594828C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101479/06A RU2594828C1 (ru) 2015-01-19 2015-01-19 Двигательная установка гиперзвукового самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101479/06A RU2594828C1 (ru) 2015-01-19 2015-01-19 Двигательная установка гиперзвукового самолета

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2594828C1 true RU2594828C1 (ru) 2016-08-20

Family

ID=56697352

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015101479/06A RU2594828C1 (ru) 2015-01-19 2015-01-19 Двигательная установка гиперзвукового самолета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2594828C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020096477A1 (ru) * 2018-11-09 2020-05-14 Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева
EP3708788A1 (en) * 2019-03-15 2020-09-16 Hamilton Sundstrand Corporation Temperature control device for tail cone mounted generator

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2687433A1 (fr) * 1992-02-14 1993-08-20 Onera (Off Nat Aerospatiale) Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee.
RU2066777C1 (ru) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Двигатель
US6134880A (en) * 1997-12-31 2000-10-24 Concepts Eti, Inc. Turbine engine with intercooler in bypass air passage
RU2280183C1 (ru) * 2005-01-11 2006-07-20 Михаил Иванович Весенгириев Газотурбинный двигатель
RU2320885C2 (ru) * 2006-04-07 2008-03-27 Юрий Михайлович Агафонов Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель
RU84629U1 (ru) * 2009-03-20 2009-07-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский энергетический институт (технический университет)" (ГОУВПО "МЭИ (ТУ)") Гибридная электрохимическая энергоустановка с разделением рабочего тела

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2687433A1 (fr) * 1992-02-14 1993-08-20 Onera (Off Nat Aerospatiale) Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee.
RU2066777C1 (ru) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Двигатель
US6134880A (en) * 1997-12-31 2000-10-24 Concepts Eti, Inc. Turbine engine with intercooler in bypass air passage
RU2280183C1 (ru) * 2005-01-11 2006-07-20 Михаил Иванович Весенгириев Газотурбинный двигатель
RU2320885C2 (ru) * 2006-04-07 2008-03-27 Юрий Михайлович Агафонов Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель
RU84629U1 (ru) * 2009-03-20 2009-07-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский энергетический институт (технический университет)" (ГОУВПО "МЭИ (ТУ)") Гибридная электрохимическая энергоустановка с разделением рабочего тела

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020096477A1 (ru) * 2018-11-09 2020-05-14 Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева
EP3708788A1 (en) * 2019-03-15 2020-09-16 Hamilton Sundstrand Corporation Temperature control device for tail cone mounted generator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013126294A (ru) Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель
US20180356099A1 (en) Bulk swirl rotating detonation propulsion system
US8250854B2 (en) Self-starting turbineless jet engine
RU2545615C1 (ru) Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя
RU2594828C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
EP1992811B1 (en) Aircraft combination engines exhaust thrust recovery
RU135000U1 (ru) Углеродно-водородный прямоточный двигатель
RU2591361C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2561757C1 (ru) Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель
RU2553052C1 (ru) Водородный воздушно-реактивный двигатель
RU2554392C1 (ru) Водородный газотурбинный двигатель
RU2561772C1 (ru) Воздушно-реактивный двигатель
WO1985000199A1 (en) Process of intensification of the thermoenergetical cycle and air jet propulsion engines
RU2376483C1 (ru) Атомный газотурбинный двигатель с форсажем
RU2594091C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2593573C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2539315C1 (ru) Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя
RU2476709C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель
US8978387B2 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
RU2561764C1 (ru) Водородный газотурбинный двигатель
RU2552012C1 (ru) Водородный газотурбинный двигатель
RU2379532C1 (ru) Атомный газотурбинный авиационный двигатель
RU2561773C1 (ru) Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель
RU95035U1 (ru) Движитель реактивного вертолета
US20150211445A1 (en) Missile having a turbine-compressing means-unit