Двигатель

 

Использование: в газотурбинных двигателях. Сущность изобретения: после насоса метанол (жидкие водород или метан) за счет бросового тепла за основной турбиной в теплообменнике ТК в эндотермической реакции в присутствии катализатора газифицируется (при 250oС) на смесь газов Н2 и СО, которая подается на дополнительную турбину, механически связанную с дополнительным компрессором ДК, газы и воздух после которых при из соотношении, близком к стехиометрическому, поступают в камеру сгорания, выполненную в виде полости сопла эжектора СЭ, входной патрубок низкого давления которого связан с выходом основного компрессора ОК, как и вход ДК, а выход подключен к входу основной турбины ОТ. Часть смеси газов после дополнительной турбины ДТ поступает на вход в ОТ и полые ее лопатки, на передних кромках которых выполнены щели для выхода смеси газов в газовоздушный тракт ОТ. На входе в ОК могут быть установлены водяные форсунки. Для получения механической энергии в виде кинетической энергии реактивной струи двухконтурного турбореактивного двигателя двигатель может быть снабжен окружающим его кожухом с образованием второго контура эжекторного типа и реактивным соплом, а между выходом ОТ и входом ТК установлено СЭ внешнего контура, причем полость СЭ внешнего контура может быть выполнена в виде форсажной камеры с форсунками, подключенными к выходу ДТ. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение при получении из располагаемой химической энергии топлив механической энергии в виде крутящего момента на валу двигателя, например, электрогенератора и/или колес любого наземного транспорта или в виде кинетической энергии реактивной струи, например, в аэрокосмической технике.

В газотурбинном, в частности реактивном двигателестроении, существует множество способов повышения эффективности двигателей, т.е. повышения степени идеальности, заключающейся в том, чтобы достичь как можно больших отношений тяги к расходу топлива, тяги к весу и стоимости изготовления двигателя. Способы повышения каждого из этих отношений находятся в техническом противоречии друг с другом.

Действительно, использование лопаточного компрессора осевого типа дает наибольший адиабатической КПД, а следовательно, и наибольшее отношение тяги к расходу топлива, но он несравненно тяжелее и дороже в изготовлении, чем центробежный, у которого уже ниже адиабатический КПД и больше мидель. Увеличение температура газа перед турбиной увеличивает отношение тяги к весу и расходу топлива, но увеличение температуры перед турбиной в настоящее время ограничено температурой примерно в 1400oС, да и увеличение этой температуры влечет за собой увеличение стоимости двигателя и уменьшение его ресурса.

Мероприятия по достижению большей экономичности реактивных двигателей имеют свои особенности по сравнению, например, с газотурбинными двигателями (ГТД), предназначенными для выработки механической энергии в условиях земли. Если экономичность последних определяется термическим КПД, в основном зависящим от выбранных степеней сжатия и расширения, равных между собой, то в реактивных двигателях, во-первых, степень сжатия воздуха в компрессоре всегда больше степени расширения на турбине и, во-вторых, тяга двигателя равна произведению расхода воздуха через двигатель на разницу скорости истечения газов из сопла и скорости полета летательного аппарата, причем это произведение имеет оптимум и экономичность двигателя определяется произведением термического и полетного КПД, опять-таки имеющего свой оптимум.

В обычной схеме ТРД увеличение термического и полетного КПД находятся в техническом противоречии друг к другу. Действительно, в ТРД чем больше давление в камере сгорания (до определенных пределов, зависящих от диабатических КПД компрессора и турбины, а также от температуры газов перед турбиной), тем и больше термический КПД, в то время как наибольшая величина полетного КПД может быть достигнута при возможности изменения скорости истечения газов из сопла и расхода воздуха через двигатель независимо от термического КПД. Это техническое противоречие разрешается в схеме двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД), в котором назначение внутреннего контура достижение максимального термического КПД, а внешнего - достижение максимального полетного КПД для заданной скорости полета.

Практикуемое сейчас, в основном на ДТРД гражданских самолетов, выполнение внешнего контура по аналогии с внутренним, влечет за собой резкое увеличение веса и стоимости изготовления двигателя на единицу тяги за счет появления громоздких и дорогих вентиляторов и турбины низкого давления его привода, но этот недостаток ликвидируется в случае выполнения внешнего контура эжекторного типа, как, например, в двигателе по патенту Великобритании N 2190964 с приоритетом от 1986 г. в котором кинетическая энергия струи газа внутреннего контура используется в эжекторе для увеличения массы газа перед выхлопным соплом двигателя за счет поджатия воздуха, поступающего в двигатель через воздухозаборник.

Мощным средством повышения термического КПД двигателя является введение регенерации тепла, в частности, еще горячего воздуха за турбиной воздуху, сжатому в компрессоре, но снижение удельного расхода топлива в этом случае дается ценой снижения удельной мощности двигателя и увеличения веса двигателя за счет громоздких воздушных теплообменников. Схема такого ТВД с регенерацией тепла показана, например, в "Теории ВРД" под редакцией С.М.Шляхтенко, М. Машиностроение, 1975 г. с.400 В качестве метода, повышающего термический КПД двигателя, можно рассматривать использование топлива не только в качестве горючего, но и рабочего тела для совершения термодинамических процессов. На рис.16, 10, стр. 492 "Теория и расчет ВРД" под ред. С.М.Шляхтенко, М. Машиностроение, 1987 г. показана схема пароводородного ракетно-турбинного двигателя.

В пароводородном двигателе рабочим телом турбины, приводящей во вращение компрессор, служит газофицированный и подогретый в газоводородном теплообменнике водород. После расширения в турбине водород смешивается с воздухом, поступающем из компрессора, и сгорает в камере сгорания.

К недостаткам этой схемы двигателя можно отнести то, что: максимально возможная степень сжатия воздуха в компрессоре, а следовательно, перед соплом составляет всего к= 5 (хотя до этой задаваемой величины термический КПД его максимальный, ввиду сжатия рабочего тела для турбины в жидком виде) и это при том, что обеспечивается стехиометрическое соотношение водорода с воздухом, а это не позволяет регулировать тягу двигателя при постоянстве давления в камере сгорания, а следовательно при незначительном изменении термического КПД; газификация жидкого водорода осуществляется не за счет уже менее ценного тепла за турбиной, а за счет тепла самого топлива, что не позволяет реализовать регенерацию тепла, которая в других схемах увеличивает термический КПД двигателя; ввиду не менее чем в 38 раз меньшего весового расхода рабочего тела через турбину по сравнению с компрессором, среднее давление воздуха в котором мало, они должны быть соединены между собой через редуктор.

Мощным средством повышения термического КПД и удельной мощности двигателя является впрыск воды на вход и по тракту компрессора ( П.С.Полетавкин "Парогазотурбинные установки", М. Наука, 1980 г. где на рис.2, стр.10 показана схема ГТД с впрыском воды применительно к выработке электроэнергии, а на рис. 49, стр.97 принципиальная схема парогазотурбинного реактивного двигателя).

Впрыск воды на вход в компрессор позволяет уменьшить количество ступеней компрессора, уменьшить работу сжатия воздуха в компрессоре, увеличить оптимальную по термическому КПД степень сжатия и удельный подвод тепла, но наибольший эффект это дает при заданных больших степенях повышения давления, которые еще не характерны для современного двигателестроения, но именно впрыск воды и позволит решить проблему повышения степени сжатия-расширения рабочего тела, в основном от которой и зависит термический КПД двигателя.

Другим мощным средством увеличения оптимальной по термическому КПД, степени повышения давления за счет уменьшения затрат механической энергии на процесс сжатия воздуха является использование высокопотенциальной тепловой энергии стехиометрического сгорания топлива в процессе сжатия воздуха для турбины, причем без расходования этого тепла в абсолютных величинах на процесс сжатия, а только с необходимым понижением температуры газа перед турбиной, что позволяет увеличить оптимальную по КПД степень повышения давления, упростить камеру сгорания, систему ее охлаждения и сам компрессор, а главное увеличить общий адиабатический КПД процесса сжатия воздуха в комбинированном компрессоре даже при пониженных адиабатических КПД отдельных его агрегатов, а следовательно, более простых и дешевых.

Этот способ повышения адиабатического КПД процесса сжатия воздуха применительно к энергоагрегатам был разработан автором данного изобретения и изложен на стр.105-117 его пока неопубликованной работы "ТРИЗ И ФСА на службе энергетики и транспорта, в том числе и авиакосмического", АНТК им.А.Н.Туполева, 1992 г. Но этот способ разработан повторно, т.к. экспертиза восстановила справедливость и указала на то, что автором этого способа сжатия является основатель теории воздушно-реактивных двигателей в России акад. Стечкин Б.С. который еще в 1946 г. предложил схему реактивного двигателя, реализующего этот способ сжатия. Этот способ сжатия с небольшими модернизациями присутствует и в реактивном двигателе по заявке ФРГ N 3430221, опубликованной в 1986 г. который по предложению экспертизы и взят в качестве прототипа.

Сущность изобретения Эти двигатели содержат воздухозаборник, компрессор, подключенный к нему дополнительный компрессор, соединенный с камерой сгорания, турбину привода компрессора, эжектор с активным соплом, выполненным в виде выхода из камеры сгорания, и пассивным патрубком, подключенным к выходу из компрессора, а выходной патрубок эжектора соединен с входом в турбину.

Для ликвидации отмеченных недостатков двигателей известных схем за счет преимуществ двигателей уже других известных схем при объединении их в надсистему, предлагается эти конструктивные признаки дополнить существенными признаками, заключающимися в том, что двигатель снабжен теплообменником испарения или испарения и эндотермического разложения топлива и подогрева продуктов его разложения, установленным за турбиной, подключенной на входе к выходу по нагреваемой среде теплообменника, а на выходе к форсункам камеры сгорания, лопатки турбины привода компрессора выполнены со щелями на передней кромке и их полости подключены к выходу дополнительной турбины.

В частном случае, чтобы согласовать агрегаты по частоте вращения и не использовать редукторы, предлагаемый двигатель может быть дополнен существенным признаком, заключающимся в том, что дополнительные компрессор и турбина объединены в отдельный турбокомпрессор.

В частном случае двигатель может быть дополнен и существенным признаком, заключающимся в том, что он снабжен водяными форсунками, установленными на входе в компрессор.

В таком сочетании существенных признаков двигатель может быть использован в качестве высокоэффективного ГТД для выработки механической энергии для получения электрической энергии и привода наземных и морских транспортных средств, а в варианте ТВД и воздушного транспорта.

Высокий термический, а следовательно, и эффективный КПД этого двигателя будет обеспечен за счет того, что в нем может быть обеспечена практически неограниченная степень повышения давления без снижения удельной работы за счет: практически изотермического, а следовательно, с меньшими затратами механической энергии, сжатия воздуха в основном компрессоре при впрыске в него воды, обладающей наибольшей теплоемкостью при ее испарении, что одновременно увеличивает и количество рабочего тела перед турбиной; практически идеального дожатия воздуха перед турбиной, эквивалентного использованию как бы компрессора с адиабатическим КПД > 1, за счет применения для этого простого по конструкции и малого по весу эжектора не, как обычно, в качестве компрессора, обладающего сравнительно малым адиабатическим КПД, а в качестве турбокомпрессора, в состав которого входит высокоэффективная турбина сопло эжектора (с адиабатическим КПД до 0,98), перед которой в камере сгорания может быть достигнута температура сгорания топлива при стехиометрическом соотношении с воздухом (до 2500oС), что позволяет без какого-либо расходования тепла (оно только из высокотемпературного преобразуется в тепло с меньшей температурой за счет распределения его на большую массу и уже приемлемой для лопаточной турбины, предназначенной для получения механической энергии из тепла), получить КПД турбокомпрессора в варианте компрессора больше 1, если вариант адиабатического сжатия газа без необратимых потерь энергии считать происходящим с КПД расхода механической энергии равным 1, что имеет место на самом деле; использования бросового тепла газов за турбиной для регенеративного возврата обратно в термодинамический цикл, причем потребителем этого тепла является топливо, теплотворная способность которого автоматически увеличивается на ту же величину, а это для метанола составляет до 27, а для жидкого водорода до 6-8% от их исходной теплотворной способности; использования газифицированных продуктов эндотермического разложения или испарения топлива, в качестве не только горючего и приемника регенеративного тепла в термодинамический цикл, но и в качестве рабочего тела, которое позволяет реализовать наиболее эффективный термодинамический цикл бескомпрессорного ГТД и обеспечить эффективное охлаждение турбины с одновременным наиболее эффективным изотермическим расширением особенно в двигателе с ренегеративным подводом тепла, что позволит довести эффективный КПД использования располагаемой энергии в виде официальной низшей теплотворной способности топлива, например метанола (метилового спирта СН3ОН, с низшей теплотворной способностью 20000 кдж/кг) -наиболее перспективного массового топлива в механическую работу до 0,8-0,9, а жидкого водорода до 0,6-0,65, что естественно делает предлагаемую схему двигателя (и эти топлива) и наиболее перспективной в качестве внутреннего контура двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).

В связи с этим двигатель может быть дополнен существенными признаками, заключающимися в том, что он снабжен окружающим его контуром в виде кожуха с образованием второго контура эжекторного типа и реактивным соплом, а между выходом турбины и входом в теплообменник установлено сопло эжектора второго контура.

Для форсирования двигателя по реактивной тяге он может быть дополнен существенными признаками, заключающимися в том, что он снабжен форсажной камерой сгорания перед соплом эжектора второго контура с форсунками, подключенными к выходу дополнительной турбины.

При такой схеме ДТРД за счет отсутствия наиболее громоздких вентилятора и турбины низкого давления его привода при высоком эффективном КПД внутреннего контура представляется возможным обеспечить одновременное выполнение требований по экономичности и весовым показателям двигателя при расширении диапазона скоростей полета для его наиболее эффективного применения.

На представленной схеме конструкция двигателя показана в варианте двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД).

Предлагаемый двигатель в варианте ДТРД имеет в своем составе агрегаты ДТРД обычной схемы: воздухозаборник 1, общий для внешнего 2 и внутреннего 3 контуров, последний из которых включает в себя компрессор 4, камеру сгорания 5 и турбину 6 механически связанную с компрессором 4, а также камеру смешения 7 контуров и сопло 8.

Конструктивное отличие предлагаемого ДТРД от известных заключается в том, что он имеет два эжектора дожатия воздуха 9 и 10 соответственно внутреннего 3 и внешнего 2 контуров, первый из которых состоит из камеры сгорания 5, выполняющей роль сопла эжектора 9, подсоединенного к выходу компрессора 4 через дополнительный компрессор 11, жестко связанный с дополнительной газовой турбиной 12, вход которой соединен с выходом теплообменника 13 испарения и нагрева или испарения и эндотермического разложения на СО и Н2 соответственно жидкого водорода и метанола, установленного в камере смешения 7 внешнего и внутреннего контуров 2 и 3, одновременно являющейся и камерой смешения эжектора 10 внешнего контура 2, многосекционное (лепестковое) сопло 14 которого через форсажную камеру 15 связано с выходом турбины 6, а вход и выход соответственно с воздухозаборником 1 и соплом 8.

Вход и выход эжектора 9 дожатия воздуха сообщены соответственно с выходом компрессора 4 и входом в турбину 6, а выход дополнительной газовой турбины 12 соединен форсунками 16 подачи газифицированного топлива в камеру сгорания 5 и форсажную камеру 15, а также в полые охлаждаемые лопатки 17 турбины 6 изотермического расширения, которые на передних кромках имеют щели 18 для выхода газообразного топлива в газовоздушный тракт турбины 6. Вход по нагреваемой среде теплообменника 13 связан с выходом топливного насоса 19, механически связанного с одним из двух валов турбокомпрессоpа ДТРД.

Предлагаемый ДТРД работает следующим образом. Жидкие метанол или водород подаются насосом 19 в теплообменник 13, где соответственно разлагаются и испаряются, поглощая неиспользованное во внутреннем контуре низкопотенциальное тепло, но на эту же величину увеличивая и теплотворную способность (на 27% для метанола) уже газообразного топлива, которое до момента начала горения используется еще и в качестве дополнительного рабочего тела на дополнительной газовой турбине 12, механическая энергия которой используется для привода дополнительного компрессора 11, который запитывает камеру сгорания 5, в которой топливо может сгорать при стехиометрическом соотношении с воздухом, в связи с чем эжектор 9 начинает выполнять роль тепловой машины-турбокомпрессора с КПД дожатия воздуха перед турбиной 6 большим 1 без расходования на это тепла, которое начинает превращаться в механическую работу уже на турбине 6.

Учитывая, что давление газа на входе в турбину 6 становится значительно больше чем на выходе из компрессора 4, давление за турбиной 6 намного увеличивается, в том числе и за счет отсутствия турбины низкого давления привода вентилятора ДТРД обычной схемы, что позволяет со значительно большим термическим КПД форсировать двигатель опять-таки для повышения КПД дожатия воздуха вторым эжектором 10 уже во внешнем контуре 2 до величины большей 1, опять-таки без расходования на это тепла, превращение которого в нужную нам работу (кинетическую энергию реактивной струи) осуществляется уже в сопле 8.

При этом на единицу тяги двигателя расходуется меньшее количество топлива как за счет повышения КПД эжекторов в обоих контурах, работающих в качестве компрессоров, до величины большей 1, так и регенерации низкопотенциального, неиспользованного во внутренней контуре тепла обратно в термодинамический цикл не сжатому в компрессоре 4 воздуху, а на испарение водорода или эндотермическое (при 250oС) разложение метанола, в результате чего теплотворная способность продуктов его разложения увеличивается на 27% и на эту же величину уменьшается абсолютная величина выброса тепла в атмосферу.

Немаловажным является и тот факт, что, например, доля метанола как рабочего тела, участвующего в термодинамическом цикле внутреннего контура двигателя может составлять 13% при стехиометрическом соотношении с воздухом при работоспособности продуктов его эндотермического разложения (СО и Н2) в 79/29,3 2,7 раза больше чем у воздуха, что позволяет заменить до 35% воздуха в качестве рабочего тела внутреннего контура особенно в качестве активного рабочего тела эжекторов 9 и 10, на сжатие которого в жидком виде тратится механической энергии на несколько порядков меньше, чем для сжатия воздуха, что в сочетании с перегревом его до максимально возможных температур позволяет при максимально возможных КПД эжекторов получить и большие коэффициенты расхода эжекторов 9 и 10, от величины которых в прямой зависимости находится и КПД эжекторов-тепловых машин-турбокомпрессоров, полезная работа которых заключается в сжатии воздуха без затрат тепловой энергии, которая начинает превращаться в механическую энергию на турбине 6 и сопле 8.

Иначе говоря, неравенство n+1 > 1/эж будет соблюдаться в наибольшей степени для повышения эффективности эжекторного увеличителя реактивной тяги, в качестве которого в конечном счете и выступают оба эжектора 9 и 10 в предлагаемом двигателе, но в новом качестве, т.к. эффективность этих увеличителей тяги (увеличителей работоспособности уже большего количества воздуха) не будет падать как в известном увеличителе реактивной тяги, а, наоборот, увеличиваться с увеличением скорости полета, т.к. находятся они между воздухозаборником 1 и соплом 8, где скорости газа можно поддерживать на любом уровне независимо от скорости полета летательного аппарата, причем при давлениях много больших, чем давление окружающей среды.

Мало того, уже газообразное топливо после дополнительной турбины 12, а следовательно, уже достаточно охлажденное, вполне может справиться уже с функциями хладагента охлаждения полых лопаток 17 турбины 6, в которых за счет подогрева вновь восстанавливаются его исходная теплотворная способность, а вытекание его через щели 18 на передних кромках лопаток турбины 6 обеспечивает сравнительно холодный пристеночный слой газа на внешней поверхности лопаток 17, которые начинают выполнять роль и стабилизаторов пламени при обеспечении наиболее приемлемого для турбины 6 изотермического расширения газа, когда все подводимое тепло непосредственно преобразуется в механическую энергию тем более, что после турбины 6, так или иначе, расположена форсажная камера 15, а за соплом 14 эжектора теплообменник 13 регенеративного возврата тепла в термодинамический цикл, что в максимальной степени приближает, реализованный в двигателе термодинамический цикл, к регенеративному циклу Карно и даже улучшая его за счет термодинамических процессов, совершаемых с самим топливом.

Немаловажным является и то, что столь эффективный термодинамический цикл совершается при несравненно более простых конструктивных средствах, чем в ДТРД обычной схемы, т.к. в двигателе отсутствуют такие громоздкие и дорогие агрегаты, как лопаточные вентилятор и турбина низкого давления его привода, камера сгорания упрощается, а через теплообменник 13 проходит не более 13% по весу от веса воздуха, проходящего через внутренний контур, очень теплоемкого рабочего тела-топлива двигателя, например метанола, самого дешевого в производстве и эндотермическое очень теплоемкое разложение которого на Н2 и СО совершается при температуре всего 250oС. Это позволяет, как показывают расчеты, повысить эффективный КПД преобразования его официальной низшей теплотворной способности в механическую работу до 0,8-0,9, а это уже делает экономически выгодным использование его в качестве наиболее массового топлива не только для большой теплоэнергетики и наземного транспорта, но и авиации несмотря на то, что его весовая низшая теплотворная способность в 2 раза меньше чем у керосина, при несравненно большей чем у керосина экологичности продуктов его сгорания и возможности получить его из продуктов наиболее приемлемых по технологичности (в том числе и за счет подземной газификации) наименее ценных видов невозобновляемых и возобновляемых источников углеводородного сырья, запасов которого на Земле хватит на сотни лет (уголь, сланцы, торф, биогаз, продукты газификации и переработки любой растительности).

Формула изобретения

1. Двигатель, содержащий воздухозаборник, компрессор, подключенный к нему дополнительный компрессор, соединенный с камерой сгорания, турбину привода компрессора, эжектор с активным соплом, выполненным в виде выхода из камеры сгорания, с пассивным патрубком, подключенным к выходу из компрессора, и выходным патрубком, соединенным с входом в турбину, отличающийся тем, что он снабжен теплообменником испарения или испарения и эндотермического разложения топлива и подогрева продуктов его разложения, установленным за турбиной, и дополнительной турбиной, подключенной на входе к выходу по нагреваемой среде теплообменника, и на выходе к форсункам камеры сгорания, лопатки турбины привода компрессора выполнены со щелями на передней кромке и их полости подключены к выходу дополнительной турбины.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что дополнительный компрессор и турбина объединены в отдельный турбокомпрессор.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен водяными форсунками, установленными на входе в компрессор.

4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен окружающим его кожухом, установленным с образованием второго контура эжекторного типа и реактивным соплом, а между выходом турбины и входом в теплообменник установлено сопло эжектора второго контура.

5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что он снабжен форсажной камерой сгорания, расположенной в полости сопла эжектора второго контура и имеющей форсунки, подключенные к выходу дополнительной турбины.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую скорость атмосферного полета

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для создания тяги как на летательных аппаратах, так и на других транспортных средствах

Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности к конструкции охлаждаемых топливом турбин

Изобретение относится к машиностроению, точнее к двигателестроению, а именно к двигателям внутреннего сгорания (ДВС)

Изобретение относится к энергетике, а именно к способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и к газотурбинному двигателю, реализующему этот способ

Изобретение относится к энергетике, а именно к способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и к газотурбинным двигателям, реализующим этот способ

Изобретение относится к " газотурбинным установкам (ГТУ), преимущественно к двигателям с индуцированием воздуха внутрь эжектором, и может быть использовано в авиации и машиностроении в качестве стационарных или передвижных ГТУ

Изобретение относится к энергетическим газотурбинным установкам (ГТУ), работающим на низкокалорийных газах высокого давления, в том числе сопутствующих нефтяным месторождениям, что является актуальным при утилизации газов промышленного производства и нефтедобычи

Изобретение относится к области реактивных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в силовых установках, включая газотурбинные установки (ГТУ), и компрессорных установках (КУ), имеющих в своем составе двигатель внутреннего сгорания (ДВС), включая двигатель внутреннего сгорания газотурбинного типа (ГТД), компрессор, включая компрессор, входящий в состав двигателя, и теплообменник для охлаждения нагревающегося в процессе сжатия в компрессоре воздуха или газа

Изобретение относится к воздушно-реактивным газотурбинным двигателям, преимущественно к двигателям эжекторного типа, и может быть использовано в авиадвигателестроении

Изобретение относится к способу и устройству для повышения давления газа, в частности воздуха, поставляемого компрессором на электростанции, с применением бустера

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к газотурбинным ДВС, и может быть использовано в различных областях техники как первичный двигатель

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может найти применение на летательных аппаратах

Двигатель, кпд турбокомпрессора

Наверх