RU31407U1 - Turbine - Google Patents
Turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU31407U1 RU31407U1 RU2003104168U RU2003104168U RU31407U1 RU 31407 U1 RU31407 U1 RU 31407U1 RU 2003104168 U RU2003104168 U RU 2003104168U RU 2003104168 U RU2003104168 U RU 2003104168U RU 31407 U1 RU31407 U1 RU 31407U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- installation
- gas
- regenerator
- Prior art date
Links
Description
2663l6 f,2663l6 f,
1шшшйШ1Шш 1shshshSh1Shsh
о . about .
ТУРБОУСТМОВКАTURBO INSTALLATION
Описываемая полезная модель относится к газотурбинным установкам ос епрошшленного назначения.The described utility model relates to gas turbine units of a general purpose.
Известна установка, содержащая компрессор, тур(5ину, камеру горения и исполнительное устройство (см. дагин И.И. Теория газотурбинных реактивных двигателей. М., Оборонгиз, 1952, стр. 33). Недостатком такой установки является большая потеря недоиспользованного тепла всходящего из установки, что наносит ущерб экономичности установки.A known installation containing a compressor, a tour (5in, a combustion chamber and an actuator (see Dagin II, Theory of gas turbine jet engines. M., Oborongiz, 1952, p. 33). The disadvantage of this installation is the large loss of unused heat coming from installation, which is detrimental to the efficiency of the installation.
Наиболее близким техническим решением к заявляемо&ог устройству, по мнению авторов, является двухконтурный ТРД, содержащий компрессор, первую и вторую турбины, камеру горения и исполнительное устройство (см. тот же источник, стр. , описание дрилагается),The closest technical solution to the claimed device, according to the authors, is a dual-circuit turbojet engine containing a compressor, first and second turbines, a combustion chamber and an actuator (see the same source, p., Description is attached),
Недостатком этого ТРД является непосредственное использование энергии газов, выходщах из первой турбины ддш привода второй турбшш, что такаю снижает экономичность установки (двигателя).The disadvantage of this turbojet engine is the direct use of the energy of the gases leaving the first turbine of the second turbo drive, which reduces the efficiency of the installation (engine).
Для устранения этих недостатков и с целью повышения экономичности установки предлагается турбоустановка с регенеращей тепла газа после первой турбины.To eliminate these shortcomings and to increase the efficiency of the installation, a turbine installation with regenerative heat of gas after the first turbine is proposed.
MnSi F02C 3/00 MnSi F02C 3/00
между компрессором и первой турбиной, причем воздушный канал регенератора соединен с компрессором, а его газовый канал сообщается с первой турбиной. Принципиальная схема турбоустановки изображена на фиг. Согласно предложению, турбоустановка содержит компрессор I, первую турбину 2, иввещую общий вал с компрессором I, камеру горения 3, вторую турбину 4, регенератор 5, исполнительное устройство 6 (например, насос, компрессор и др.), приводимое второй турбиной 4.between the compressor and the first turbine, and the air channel of the regenerator is connected to the compressor, and its gas channel is in communication with the first turbine. A schematic diagram of a turbine unit is shown in FIG. According to the proposal, the turbine installation contains a compressor I, a first turbine 2, and a common shaft with a compressor I, a combustion chamber 3, a second turbine 4, a regenerator 5, an actuator 6 (for example, a pump, a compressor, etc.) driven by a second turbine 4.
Принцип действия установки заключается в следующем. Воздух поступает в компрессор I, откуда направляется в воздршый канал регенератора 5, где нагревается газом, выходящим из первой турбины 2 и поступающим в газовый канал регенератора 5, после чего нагретый воздух смешивается с топжвш в камере горения 3, где образуется газ, который поступает на первую турбину 2 и затем через регенератор 5-на вторую турбину 4, приводящую устройство 6. Расчеты показывают, что использование тепла газа после первой турбины 2 для подогрева сжатого в компрессоре I воздуха является более экономичным для установки в целом, чем распространенный способ использования тепла газа для этой же цели после второй турбины 4. Кроме того, снижение температуры перед второй турбиной 4 снижает её тепловую напряженность, увеличивая ресурс, и позволяет изготавливать её из обычной стали, а уменьшение скорости потока-уменьшает шум. Поскольку в этом случаеувеличивается коэффициент избытка воздуха, выброс продуктов сгорания будет экологически более чистым. Предложенная схема до настоящего времени не была известна, не рассматривалась в теории и не применялась на практике.The principle of operation of the installation is as follows. Air enters the compressor I, from where it is directed to the air channel of the regenerator 5, where it is heated by the gas leaving the first turbine 2 and entering the gas channel of the regenerator 5, after which the heated air is mixed with the fuel in the combustion chamber 3, where gas is produced, which flows to the first turbine 2 and then through the regenerator 5 to the second turbine 4, the driving device 6. Calculations show that the use of gas heat after the first turbine 2 to heat the compressed air in compressor I is more economical for installation as a whole than the common way of using gas heat for the same purpose after the second turbine 4. In addition, lowering the temperature in front of the second turbine 4 reduces its thermal tension, increasing the resource, and allows it to be made of ordinary steel, and reducing the flow rate reduces noise. Since in this case the coefficient of excess air increases, the emission of combustion products will be more environmentally friendly. The proposed scheme to date was not known, was not considered in theory and was not applied in practice.
ml6Eml6E
- 2 - 2
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104168U RU31407U1 (en) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104168U RU31407U1 (en) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU31407U1 true RU31407U1 (en) | 2003-08-10 |
Family
ID=48236446
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003104168U RU31407U1 (en) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU31407U1 (en) |
-
2003
- 2003-02-18 RU RU2003104168U patent/RU31407U1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2507977C (en) | Method and apparatus for operating an intercooler for a gas turbine engine | |
JP2524139B2 (en) | Internal combustion engine and operating method thereof | |
JP3527285B2 (en) | Method of recovering thermal energy from combustion products of a gas turbine engine | |
RU2324060C1 (en) | Free-piston gas generator of ducted jet engine with two compressor-drive pistons | |
CN102224074A (en) | Powerplant and related control system and method | |
GB2418230A (en) | Cooling system for a gas turbine having a pulse detonation system. | |
RU2015116601A (en) | THERMAL ENGINE FOR DRIVING THE DRIVE SHAFT | |
IL199803A (en) | Method and system for enhancing engine performance | |
RU31407U1 (en) | Turbine | |
CN202144751U (en) | Gas and steam turbine system | |
CN2620100Y (en) | Combined fanjet | |
CN103644026A (en) | Waste heat thrust augmentation pneumatic internal combustion engine | |
GB2446650A (en) | Water augmented power enhancement of internal combustion or gas turbine engines | |
RU168499U1 (en) | Remote fan module of an aircraft power plant | |
RU2334114C1 (en) | Gas turbine vehicle propulsion unit | |
US20240141837A1 (en) | Reverse flow hydrogen steam injected turbine engine | |
RU2349777C1 (en) | Power plant of gas turbine locomotive with heat recovery | |
CN203756325U (en) | Waste heat stressing pneumatic internal combustion engine | |
RU2349778C1 (en) | Power plant with heat recovery | |
RU2644721C2 (en) | Aircraft power plant | |
US11920526B1 (en) | Inter-cooled preheat of steam injected turbine engine | |
RU2372509C1 (en) | Combined aircraft engine | |
US20240068398A1 (en) | Hot exhaust gas energy recovery system | |
RU2320497C1 (en) | Power plant of gas-turbine locomotive with recovery of heat | |
RU2323115C1 (en) | Locomotive power plant with regeneration of heat |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20080219 |