SU459986A1 - Двухконтурный газотурбинный двигатель - Google Patents
Двухконтурный газотурбинный двигательInfo
- Publication number
- SU459986A1 SU459986A1 SU2012190A SU2012190A SU459986A1 SU 459986 A1 SU459986 A1 SU 459986A1 SU 2012190 A SU2012190 A SU 2012190A SU 2012190 A SU2012190 A SU 2012190A SU 459986 A1 SU459986 A1 SU 459986A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- turbine
- fan
- compressor
- gas turbine
- engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Description
(54) ДВУХКОНТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
1
Изобретение относитс к области газотурбостроени , в частности к двухконтурны газотурбинным двигател м.
Известны двухконтурчые газотурбинные двигатели, содержащие внутренний контур с турбокомпрессором и наружный контур с вентил тором и теплообменником, подключенным к полости перед камерой сгорани и системе охлаждени турбины турбоком™ прессора.
Описываемый двигатель отличаетс тем что вентил тор размещен за теплообменником , а на входе наружного контура расположена воздушна турбина. Лопаточные венцы воздушной турбины и вентил тора
установлены на бандажах по крайней мере одной ступени компрессора и турбины турбокомпрессора соответственно.
Сущность изобретени по сн етс чертежом , на котором схематично представлен меридиональное сечение предложенного двигател .
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит внутренний контур с компрессором 1, камерой сгорани 2 и турбиной 3
привода компрессора 1, а также наружный контур с воздушной турбиной 4, теплообменником 5 и вентил тором (компрессором) 6, Каждый контур на выходе имеет реактивное сопло (7 дл наружного и 8 - дл внутреннего контуров). Выходна часть двигател может быть выполнена в виде единого эжекторного сопла. Теплообменник 5 подключен к полости перед камерой сгорани и магистралью 9 - к системе охлаж§дени турбины 3, Лопаточные венцы воздушной турбины 4 и вентил тора (компрессора ) 6 установлены на бандажах по крайней мере одной ступени компрессора 1 и турбины 3 соответственно. Турбокомпрессор внутреннего контура может быть выполнен и по двухвальной схеме. Ступень (ступени) компрессора 1 с лопаточным венцом турбины 4 может быть механически отделена от ротора турбокомгфессора, образу с последним газодинамическую св зь.
При работе двигател воздух одновременно поступает в оба контура. Воздух, поступивший в наружный контур за счет скоростного напора и перепада давлений.
создаваемого вентил тором (компрессором) 6, расшир етс на воздушной турбине 4 и охлаждаетс . Пройд охлаждающий тракт теплообменника, он наг реваетс и далее, охладив наружный корпус ГТД, сжимаетс в компрессоре 6, После чего, охладив корпус сопла 7, воздух выбрасываетс в окружающую среду. Воздух, поступающий во внутренний контур, сжимаетс в компрессоре 1, а далее одна его часть после подогрева в камере сгорани 2 и расширени в турбине 3, создает реактивную т гу, Друга часть воздуха, пройд охлаждаемый тракт теплообменника 5, охлаждаетс и поступает на охлаждение турбины 3 и к другим потребител м, В случае выполнени на выходе двигател общего эжекторного сопла степень расширени на воздушной турбине 4 может быть увеличена за счет частичного использовани кинетической энергии газового потока дл создани относительного низкого давлени на выходе наружного контура .
С увеличением скорости полета дол скоростного напора в работе воздушной турбины посто нно увеличиваетс , а дол перепада давлений, создаваемого вентил тором 6, уменьшаетс . Поэтому в р де случаев с иепъю упрощени конструкции , уменьшени веса и габаритов, может оказатьс целесообразным вьшолнение двигател без вентил тора (компрессора) 6, хот это и
приводит к некоторому снижению экономичности .
Основным достоинством описанного двигател вл етс возможность получени относительно низкой температуры воздуха, поступающего в систему охлаждени , благодар чему и обусловлена возможность повышени надежности, уменьшени веса и габаритов предлагаемого двигател в сравнении с известными.
Claims (2)
1.Двухконтурный газотурбинный двигатель , например, летательного аппарата, содержащий внутренний контур с турбокомпресором и наружный контур с вентил тором
и теплообменником, подключенным к полости перед камерой сгорани и системе охлаждени турбины турбокомпрессора, о тличающийс тем, что, с целью повышени надежности, уменьшени веса и габаритов, вентил тор размещен за теплообменником , а на входе наружного контура расположена воздушна турбина.
2.Двигатель по п. 1, отлича ющ и и с тем, что лопаточные венцы воздушной турбины и вентил тора установлены на бандажах по крайней мере одной ступени компрессора и турбины турбоком прессора соответственно.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU2012190A SU459986A1 (ru) | 1974-04-04 | 1974-04-04 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU2012190A SU459986A1 (ru) | 1974-04-04 | 1974-04-04 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU459986A1 true SU459986A1 (ru) | 1976-11-05 |
Family
ID=20580795
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU2012190A SU459986A1 (ru) | 1974-04-04 | 1974-04-04 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU459986A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4304989A1 (de) * | 1993-02-18 | 1994-08-25 | Abb Management Ag | Verfahren zur Kühlung einer Gasturbinenanlage |
-
1974
- 1974-04-04 SU SU2012190A patent/SU459986A1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4304989A1 (de) * | 1993-02-18 | 1994-08-25 | Abb Management Ag | Verfahren zur Kühlung einer Gasturbinenanlage |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6250061B1 (en) | Compressor system and methods for reducing cooling airflow | |
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
US5163285A (en) | Cooling system for a gas turbine | |
RU2447302C2 (ru) | Двигатель с компаундным охлаждением турбины | |
US6050080A (en) | Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/ combustion air for a gas turbine engine | |
JP3761572B2 (ja) | 翼型のデュアルソース冷却 | |
EP0564135B1 (en) | Gas turbine engine cooling system | |
RU2453710C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, а также способ охлаждения сопловых лопаток | |
JPH0713473B2 (ja) | 冷却システム | |
GB1113087A (en) | Gas turbine power plant | |
GB1244340A (en) | Front fan gas turbine engine | |
US6578351B1 (en) | APU core compressor providing cooler air supply | |
GB1113542A (en) | Gas turbine engine | |
CA2991449A1 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
US4648241A (en) | Active clearance control | |
US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
US2626502A (en) | Cooling system for gas turbine blading | |
US2382564A (en) | Turbine system | |
RU2707105C2 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
SU459986A1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
JP2513954B2 (ja) | エネルギ効率の良い圧縮機空気ブリ―ド構造 | |
GB1348127A (en) | Gas turbine engine | |
US20190145314A1 (en) | High pressure compressor diffuser for an industrial gas turbine engine | |
US3721093A (en) | Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine |