Отличающиеся размещением камер сгорания (F02C3/14)
F02C3/14 Отличающиеся размещением камер сгорания (камеры сгорания как таковые F23R)(35)
Изобретение относится к устройству (2) улавливания частиц для газотурбинного двигателя, причем эти частицы содержатся в воздушном потоке, циркулирующем внутри газотурбинного двигателя, в частности в воздушном потоке, проходящем через обходную зону (17) камеры (13) сгорания указанного газотурбинного двигателя.
Промышленный газотурбинный двигатель (10) включает в себя: блок (80) трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, имеющий множество отдельных проточных каналов, выполненных с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер (82) сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания вдоль прямолинейного проточного тракта со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду (56) турбинных лопаток (62); и диффузор (32) компрессора, имеющий поверхность (130, 140) для изменения направления, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу.
Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.
Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор.
Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.
Газотурбинный двигатель содержит корпус двигателя с поворотно-закрепленным блоком вала на блоке подшипника, камеру сгорания, заключенную в корпус двигателя, компрессор, присоединенный к блоку для вращения вокруг продольной оси, турбину, присоединенную к блоку вала для вращения вокруг упомянутой продольной оси, систему подачи топлива для доставки топливовоздушной смеси в камеру сгорания.
Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система сгорания, при этом газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания для выработки рабочего газа, соединенную для приема сжатого воздуха из компрессора, турбину, соединенную для приема рабочего газа из камеры сгорания.
Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания.
Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.
Газотурбинная установка содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, турбину. Камера сгорания выполнена с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и топлива и с возможностью сжигания смеси сжатой рабочей текучей среды и топлива с образованием выхлопного газа.
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.
Изобретение относится к газотуроинным энергетическим установкам и транспортным двигателям наземного, морского и воздушного назначения. .
Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано на водном транспорте. .
Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к мощным стационарным газотурбинным двигателям ГТД, предназначенным преимущественно для газоперекачивающих агрегатов, и может найти применение для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано в различных отраслях и на компрессорных станциях газопроводов. .
Изобретение относится к области газотурбостроения, а именно к двигателям, работающим на газообразном топливе, и может найти применение для электростанций и других потребителей. .
Изобретение относится к области двигателестроения, а конкретно к высокотемпературным газотурбинным двигателям с трубчатыми или трубчато-кольцевыми стехиометрическими камерами сгорания для дальней авиации, в том числе беспилотной и, в частности, к устройству сопловых аппаратов ступеней высокотемпературных охлаждаемых газотурбинных двигателей (ГТД) с трубчатыми или трубчато-кольцевыми камерами сгорания.
Изобретение относится к области машиностроения, авиастроения, судостроения, локомотивостроения, автомобилестроения, тракторостроения и может быть использовано в качестве привода для транспортных средств автомобильного, железнодорожного, воздушного и водного транспорта, а также передвижных и стационарных электростанций малой и средней мощности и привода стационарных и самоходных механизмов и устройств.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .
Изобретение относится к силовым установкам, работающим на продуктах сгорания, и может быть использовано на тепловых электростанциях, в авиации и других отраслях промышленности, требующих газатурбинных установок /ГТУ/.
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, преимущественно наземных энергетических установок, работающих на газообразном топливе. .
Изобретение относится к двигателестроения, в частности газотурбинным двигателям. .
Изобретение относится к устройствам, приводимым в действие энергией струи рабочей среды, а именно к паротурбинным устройствам. .
Изобретение относится к машиностроению, а более конкретно к вопросам создания реактивных и газотурбинных двигателей. .
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в различных двигательных установках. .