RU2656540C1 - Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method - Google Patents

Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method Download PDF

Info

Publication number
RU2656540C1
RU2656540C1 RU2017130525A RU2017130525A RU2656540C1 RU 2656540 C1 RU2656540 C1 RU 2656540C1 RU 2017130525 A RU2017130525 A RU 2017130525A RU 2017130525 A RU2017130525 A RU 2017130525A RU 2656540 C1 RU2656540 C1 RU 2656540C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
stage
blades
combustion chamber
rotors
Prior art date
Application number
RU2017130525A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Дмитриевич Чусовитин
Original Assignee
Анатолий Дмитриевич Чусовитин
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 Анатолий Дмитриевич Чусовитин filed Critical Анатолий Дмитриевич Чусовитин
Priority to RU2017130525A priority Critical patent/RU2656540C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2656540C1 publication Critical patent/RU2656540C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01C—ROTARY-PISTON OR OSCILLATING-PISTON MACHINES OR ENGINES
    • F01C1/00—Rotary-piston machines or engines
    • F01C1/02—Rotary-piston machines or engines of arcuate-engagement type, i.e. with circular translatory movement of co-operating members, each member having the same number of teeth or tooth-equivalents
    • F01C1/04—Rotary-piston machines or engines of arcuate-engagement type, i.e. with circular translatory movement of co-operating members, each member having the same number of teeth or tooth-equivalents of internal-axis type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/06—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially radially

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: motors and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to automobile engines building, allowing to use the combustion products with working medium temperature of about 2,000° as the working medium. Gas turbine turboshaft engine comprises compressor, by the branch pipe connected to combustion chamber, into which the fuel supply branch pipe from fuel pump is brought-in. Compressor is made dual, where each compressor rotor is fixed to the first stage corresponding turbine shaft, at that, the first stage dual turbine both rotors are side by side arranged at the same level in the turbine casing and comprise cages with the radially installed hollow blades. In the cages a perforation is made, which communicates the blades and cages internal volume, inside the rotors and coaxial to them perforated shafts are installed, made with possibility of rotation, on which forming the auxiliary compressor spiral blades are installed. In the first stage dual turbine casing, at the each rotor inlet branch pipes are installed for the hot gases removal into the free second stage turbine and branch pipes for the atmospheric air suction. In the first stage turbine casing, a common input branch pipe is installed, for the hot gases from combustion chamber introduction, and branch pipes for the air discharging into the combustion chamber; second stage free turbine rotor has a hollow shaft and perforation in the cage, as well as hollow blades; engine comprises the auxiliary air cylinder connected to the combustion chamber by the branch pipe.
EFFECT: technical result of invention is the blades cyclic operation, which allows to raise the gases temperature at the turbine inlet to 2,000°, this allows to reduce the gases on the rotor blades thermal effect intensity, that increases their service life, and also increases the engine efficiency; in addition, technical result is possibility to abandon the use of gearbox, possibility to use turbine for the motor braking, and obtain the additional fuel economy.
11 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к автомобильному двигателестроению, позволяющему использовать в качестве рабочего тела продукты сгорания с температурой рабочего тела около 2000 градусов [F02C 3/067].The invention relates to automotive engine manufacturing, which allows the use of combustion products as a working fluid with a working fluid temperature of about 2000 degrees [F02C 3/067].

Из уровня техники известна ДВУХВАЛЬНАЯ ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА [SU 171697 A1, опубл. 1965], на одном валу которой расположены компрессор среднего давления и турбина низкого давления, а на другом - компрессоры низкого и высокого давлений и турбина высокого давления, отличающаяся тем, что она снабжена перепускной магистралью с клапаном, связывающей воздушный тракт за компрессором среднего давления с газовым трактом за турбиной высокого давления.BACKGROUND GAS-TURBINE INSTALLATION [SU 171697 A1, publ. 1965], on one shaft of which there is a medium-pressure compressor and a low-pressure turbine, and on the other - low and high-pressure compressors and a high-pressure turbine, characterized in that it is equipped with a bypass line with a valve connecting the air duct behind the medium-pressure compressor with gas the path behind the high pressure turbine.

Недостатком данного аналога является низкая надежность использования и небольшой крутящий момент, которые обусловлены осевым расположением компрессоров и турбин, при котором ограничены допустимые диапазоны их диаметров, что влечет для обеспечения большого крутящего момента необходимость значительно увеличивать температуру рабочего газа, а также частоту их оборотов.The disadvantage of this analogue is the low reliability of use and low torque, which are due to the axial arrangement of compressors and turbines, at which the permissible ranges of their diameters are limited, which entails the need to significantly increase the temperature of the working gas, as well as their speed, to provide large torque.

Также из уровня техники известна ДВУХВАЛЬНАЯ КОМПОНОВКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С КОМПРЕССОРОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, СВЯЗАННЫМ С ТУРБИНОЙ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ [RU 2599085 C2, опубл. 10.10.2016], содержащая компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до, по существу, постоянной скорости, в котором турбина низкого давления связана первым валом с компрессором высокого давления, тогда как турбина высокого давления связана вторым валом с компрессором низкого давления, при этом первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы определяют осевое направление, отличающийся тем, что компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления.Also known in the prior art is the TWO-TYPE ARRANGEMENT OF A GAS TURBINE ENGINE WITH A HIGH PRESSURE COMPRESSOR RELATED TO A LOW PRESSURE TURBINE [RU 2599085 C2, publ. 10/10/2016], comprising a low-pressure compressor, a high-pressure compressor, a low-pressure turbine, a high-pressure turbine, and means for controlling the rotation speed of the low-pressure turbine to an essentially constant speed, in which the low-pressure turbine is connected by the first shaft to the high-pressure compressor , while the high-pressure turbine is connected by the second shaft to the low-pressure compressor, while the first shaft coaxially passes through the second shaft, while the first and second shafts determine the axial direction, about characterized in that the high pressure compressor, low pressure compressor, high pressure turbine and low pressure turbine are arranged in this order along the axial direction.

Недостатком данного аналога также является низкая надежность использования и небольшой крутящий момент, которые обусловлены осевым расположением компрессоров и турбин.The disadvantage of this analogue is also the low reliability of use and low torque, which are due to the axial arrangement of compressors and turbines.

Наиболее близким по технической сущности является ТРАНСПОРТНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВУХВАЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ [RU 2126906 C1, опубл.: 27.02.1999], содержащий входное устройство с воздухоочистителем, статор с рубашкой и опорами, вал свободной силовой турбины с опорами, камеры сгорания, теплообменник, выхлопное устройство, систему подачи топлива, систему зажигания и систему пуска двигателя, отличающийся тем, что ротор турбокомпрессора выполнен центробежным с одной ступицей, на одном диске и на одной плоскости вращения, ступица которого двумя опорами закреплена на силовом валу двигателя, а турбина вынесена на его периферию, статор выполнен цилиндрической формы с сопловыми окнами по своей окружности, по числу камер сгорания у двигателя, свободная силовая турбина выполнена центробежной, многоступенчатой с не менее ступенями, чем для расширения газов до атмосферного давления, на периферии диска ротора, ступицей прочно, съемно посаженного на силовой вал двигателя и свободно вращающегося на двух опорах параллельно ротору центробежного турбокомпрессора, при этом между ступенями турбин выполнены сплошные, охлаждаемые кольцевые перегородки статора, в сопловых окнах которых выполнены лопатки спрямляющего аппарата, улитка центробежного компрессора и кожух камеры сгорания выполнены одним блоком, который разъемно закреплен на статоре двигателя, между центробежным компрессором и его турбиной, на одной плоскости, при этом блок улитки центробежного компрессора и кожуха камеры сгорания состоит не менее чем из одной улитки центробежного компрессора и одного кожуха камеры сгорания, причем детали и элементы улитки и кожуха взаимно использованы для создания друг друга, а кожух камеры сгорания выполнен теплоизолированным от внешне окружающих его деталей. Основной технической проблемой прототипа является использование нескольких камер сгорания сопла, которые°° выведены равномерно по окружности в ротор, при этом лопатки ротора получают значительное тепловое воздействие, что снижает срок их службы и надежность использования двигателя.The closest in technical essence is a TRANSPORT GAS-TURBINE TWO-SHAFT ENGINE [RU 2126906 C1, publ.: 02.27.1999], comprising an inlet device with an air cleaner, a stator with a jacket and supports, a shaft of a free power turbine with supports, a combustion chamber, a heat exchanger, an exhaust device, fuel supply system, ignition system and engine starting system, characterized in that the turbocompressor rotor is made centrifugal with one hub, on one disk and on one plane of rotation, the hub of which is fixed with two bearings on the engine’s power shaft, and the turbine is moved to its periphery, the stator is cylindrical in shape with nozzle windows along its circumference, in the number of combustion chambers of the engine, a free power turbine is made centrifugal, multi-stage with at least steps than for expanding gases to atmospheric pressure, on the periphery of the rotor disk, the hub is firmly, removably mounted on the motor power shaft and freely rotates on two bearings parallel to the rotor of a centrifugal turbocompressor, while between the stages of the turbines are made flat, cooled annular partitions of the stator, in the nozzle windows of which the blades of the straightening apparatus are made, the scroll of the centrifugal compressor and the casing of the combustion chamber are made in one block, which is detachably fixed on the engine stator, between the centrifugal compressor and its turbine, on the same plane, while the centrifugal scroll block the compressor and the casing of the combustion chamber consists of at least one scroll of a centrifugal compressor and one casing of the combustion chamber, the details and elements of the cochlea and casing being mutually used ovany to create each other, and the combustor casing is externally insulated from its surroundings. The main technical problem of the prototype is the use of several combustion chambers of the nozzle, which ° ° are uniformly withdrawn around the circumference of the rotor, while the rotor blades receive a significant thermal effect, which reduces their service life and engine reliability.

Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.The objective of the invention is to eliminate the disadvantages of the prototype.

Техническим результатом изобретения является циклическая работа лопаток, что позволяет повысить температуру газов на входе в турбину до 2000°. И это позволяет снизить интенсивность теплового воздействия газов на лопатки ротора, что повышает срок их службы, а также повышает КПД двигателя.The technical result of the invention is the cyclic operation of the blades, which allows to increase the temperature of the gases at the entrance to the turbine up to 2000 °. And this allows you to reduce the intensity of the thermal effect of gases on the rotor blades, which increases their service life, and also increases the efficiency of the engine.

Также, техническим результатом является возможность использовать редуктор с малым передаточным отношением.Also, the technical result is the ability to use a gearbox with a low gear ratio.

Кроме того, техническим результатом является возможность отказа от использования коробки переключения передач, возможность использовать турбину для торможения двигателем, а получать дополнительную экономию топлива.In addition, the technical result is the possibility of refusing to use the gearbox, the ability to use a turbine for engine braking, and get additional fuel economy.

Заявленный технический результат изобретения достигается за счет того, что заявлен газотурбинный турбовальный автомобильный двигатель, содержащий компрессор, соединенный патрубком с камерой сгорания, в которую выведен патрубок подачи топлива от топливного насоса, отличающийся тем, что компрессор выполнен сдвоенным, где каждый ротор компрессора закреплен на валу соответствующей турбины первой ступени, при этом оба ротора сдвоенной турбины первой ступени установлены на одном уровне друг рядом с другом в корпусе турбины и содержат обоймы с радиально установленными полыми лопатками, при этом в обоймах выполнена перфорация, которая сообщает внутренний объем лопаток и обойм, внутри роторов соосно им установлены перфорированные валы, выполненные с возможностью вращения, на которых установлены спиральные лопатки, образующие вспомогательный компрессор, в корпусе сдвоенной турбины первой ступени у каждого ротора установлены вводные патрубки для отвода горячих газов в свободную турбину второй ступени и патрубки для всасывания атмосферного воздуха, также в корпусе турбины первой ступени установлен общий входной патрубок для ввода горячих газов из камеры сгорания, и патрубки для вывода воздуха в камеру сгорания; ротор свободной турбины второй ступени имеет полый вал и перфорацию в обойме, а также полые лопатки; двигатель содержит вспомогательный баллон для воздуха, соединенный патрубком с камерой сгорания. В частности, в смежной области роторов турбины первой ступени для ввода горячих газов из камеры сгорания установлена заслонка, выполненная с возможностью направления потока горячих газов на оба ротора или на один из роторов. В частности, заслонка изготовлена из тугоплавкого материала.The claimed technical result of the invention is achieved due to the fact that the claimed gas turbine turboshaft automobile engine containing a compressor connected by a pipe to a combustion chamber, into which a pipe for supplying fuel from a fuel pump is output, characterized in that the compressor is made double, where each compressor rotor is mounted on a shaft the corresponding turbine of the first stage, while both rotors of a dual turbine of the first stage are installed at the same level next to each other in the turbine housing and contain we are with radially mounted hollow blades, with perforations made in the holders, which informs the internal volume of the blades and holders, perforated shafts arranged rotationally coaxially mounted inside the rotors, on which spiral blades are installed that form the auxiliary compressor in the casing of the twin turbine stages for each rotor are installed inlet pipes for the removal of hot gases into a free turbine of the second stage and pipes for suction of atmospheric air, also in the turbine housing the first stage has a common inlet pipe for introducing hot gases from the combustion chamber, and pipes for air outlet to the combustion chamber; the rotor of the free turbine of the second stage has a hollow shaft and perforation in the cage, as well as hollow blades; the engine contains an auxiliary cylinder for air, connected by a pipe to the combustion chamber. In particular, in the adjacent region of the rotors of the first stage turbine for introducing hot gases from the combustion chamber, a damper is installed, which is configured to direct the flow of hot gases to both rotors or to one of the rotors. In particular, the shutter is made of refractory material.

Способ работы газотурбинного турбовального автомобильного двигателя, характеризующийся тем, что топливным насосом подают в камеру сгорания газовое топливо, а при старте из вспомогательного баллона воздух, из которых образуемую в камере сгорания топливную смесь поджигают, направляя сжатый из компрессора воздух в камеру сгорания, отличающийся тем, что возгоревшуюся и нагретую топливную смесь направляют по патрубку в смежное общее пространство, где на расположенной сдвоенной турбине первой ступени, состоящей из двух роторов, воздействуют на их лопатки, которые раскручивают обоймы, при этом горячие газы через пол-оборота роторов через выходные патрубки направляют в свободную турбину второй ступени, приводя в движение ее вал, через который передают момент вращения на трансмиссию, а через нее на полезную нагрузку; при этом часть газов из сдвоенной турбины первой ступени, где находятся роторы, выводят через патрубок в камеру сгорания, обеспечивая цикличность отвода горячих газов, причем внутренние валы роторов сдвоенной турбины первой ступени жестко соединяют с маховиками компрессоров высокого давления, которые непрерывно нагнетают воздух в камеру сгорания; на лопатки роторов сдвоенной турбины первой ступени подают дополнительно атмосферный воздух и через выходной патрубок предварительно сжатый холодный воздух подают в компрессор высокого давления.The method of operation of a gas turbine turboshaft automobile engine, characterized in that gas fuel is supplied to the combustion chamber by the fuel pump, and when starting from the auxiliary cylinder, air is ignited from which the fuel mixture generated in the combustion chamber is directed by directing compressed air from the compressor to the combustion chamber, characterized in that the ignited and heated fuel mixture is directed through the nozzle into the adjacent common space, where on the located dual turbine of the first stage, consisting of two rotors, t on their blades which unwind holder, the hot gases through a half-turn rotor through the outlet nozzles is directed into the free turbine of the second stage, resulting in movement of its shaft, through which torque is transmitted to the transmission, and through it to the payload; at the same time, part of the gases from the twin turbine of the first stage, where the rotors are located, is led out through the nozzle to the combustion chamber, ensuring the recirculation of hot gases, and the internal shafts of the rotors of the twin turbine of the first stage are rigidly connected to the flywheels of high-pressure compressors, which continuously pump air into the combustion chamber ; atmospheric air is additionally supplied to the rotor blades of the twin turbines of the first stage, and pre-compressed cold air is supplied to the high-pressure compressor through the outlet pipe.

Предпочтительно, лопатки ротора турбины первой ступени выполняют совершающими часть оборота в потоке горячего газа, а остальную часть оборота - в качестве вспомогательного компрессора, всасывающими холодный воздух из атмосферы. В центре ротора устанавливают лопатки компрессора, которые через полый вал всасывают холодный воздух из атмосферы и под действием центробежных сил через перфорацию в обойме выводят его через полые лопатки, дополнительно охлаждая их. Из камеры сгорания газы сначала направляют в сдвоенную турбину первой ступени, с их помощью раскручивают ее и затем выходят через газовод в силовую свободную турбину второй ступени, раскручивая ее с их помощью.Preferably, the turbine rotor blades of the first stage turbine are carried out making part of the revolution in the hot gas stream, and the remaining part of the revolution as an auxiliary compressor, sucking in cold air from the atmosphere. Compressor blades are installed in the center of the rotor, which absorb cold air from the atmosphere through a hollow shaft and, through centrifugal forces, remove it through hollow blades through hollow blades, further cooling them. From the combustion chamber, the gases are first sent to a twin turbine of the first stage, with their help they are untwisted and then exited through the gas duct into the power free turbine of the second stage, untwisting it with their help.

Когда нет необходимости использовать полную мощность двигателя, посредством заслонки перекрывают поток горячих газов, идущих в одну из турбин первой ступени турбины.When it is not necessary to use the full power of the engine, the flow of hot gases going to one of the turbines of the first stage of the turbine is blocked by means of a damper.

Свободную турбину второй ступени выполняют имеющей полые лопатки, полый вал и перфорацию в обойме, и воздух в нее засасывают из атмосферы и, когда воздух пройдет через полый вал и перфорацию на обойме, его выводят через полые лопатки. Предпочтительно, роторы турбины первой ступени приводят в движение полые перфорированные валы вспомогательного компрессора, лопатки которого создают разрежение, всасывают через перфорацию в валу воздух в полость роторов и направляют его через перфорацию в обойме в полость лопаток.A free turbine of the second stage is made having hollow blades, a hollow shaft and perforation in a holder, and air is sucked into it from the atmosphere, and when air passes through the hollow shaft and perforation in the holder, it is discharged through the hollow blades. Preferably, the rotors of the first stage turbine drive the hollow perforated shafts of the auxiliary compressor, the blades of which create a vacuum, suck air through the perforation in the shaft into the rotor cavity and direct it through the perforation in the cage into the cavity of the blades.

Вспомогательный баллон воздуха используют только во время запуска двигателя. Краткое описание чертежей.The auxiliary air cylinder is used only during engine start-up. A brief description of the drawings.

На Фиг. 1 показано устройство ротора турбины компрессора первой ступени (вид сверху).In FIG. 1 shows the device of the turbine rotor of the compressor of the first stage (top view).

На Фиг. 2 показана блок-схема газотурбинного двигателя (вид сбоку).In FIG. 2 shows a block diagram of a gas turbine engine (side view).

На Фиг. 3 показано устройство свободной турбины второй ступени (а - вид сверху, б - вид снизу).In FIG. Figure 3 shows the arrangement of a free turbine of the second stage (a - top view, b - bottom view).

На фигурах обозначено: 1 - ротор турбины компрессора первой ступени, 2 - обоймы роторов, 3 - лопатки роторов, 4 - перфорированные валы вспомогательных компрессоров, 5 - лопатки вспомогательных компрессоров, 6 - общий вводной патрубок для горячих газов, 7 - патрубки для вывода горячих газов, 8 - патрубки для всасывания воздуха, 9 - патрубок для вывода воздуха в камеру сгорания, 10 - заслонка, 11 - камера сгорания, 12 - вспомогательный баллон для воздуха, 13 - компрессор высокого давления, 14 - топливный насос, 15 - корпус свободной турбины второй ступени, 16 - приводной вал, 17 - трансмиссия, 18 - нагрузка, 19 - направление вывода газов из компрессоров высокого давления в камеру сгорания, 20 - лопатки свободной турбины второй ступени, 21 - свободная турбина второй ступени.The figures indicate: 1 - the compressor turbine rotor of the first stage, 2 - rotor cages, 3 - rotor blades, 4 - auxiliary compressor perforated shafts, 5 - auxiliary compressor blades, 6 - common inlet pipe for hot gases, 7 - pipes for the output of hot gases, 8 - pipes for air intake, 9 - pipe for air outlet to the combustion chamber, 10 - damper, 11 - combustion chamber, 12 - auxiliary cylinder for air, 13 - high-pressure compressor, 14 - fuel pump, 15 - free housing second stage turbines, 16 - drive second shaft 17 - transmission 18 - load 19 - direction output gases from the high pressure compressor to the combustor, 20 - free turbine blades of the second stage, 21 - free turbine of the second stage.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Заявленный технический результат изобретения достигается за счет того, что лопатки ротора турбины первой ступени часть оборота совершают в потоке горячего газа, а остальную часть оборота совершаю в качестве вспомогательного компрессора, всасывая холодный воздух из атмосферы, при этом охлаждаясь и предварительно сжимая воздух. Также происходит частичный теплообмен (кроме этого есть возможность использовать теплообменник).The claimed technical result of the invention is achieved due to the fact that the blades of the turbine rotor of the first stage make part of the revolution in the flow of hot gas, and the rest of the revolution is performed as an auxiliary compressor, sucking in cold air from the atmosphere, while cooling and pre-compressing the air. Partial heat exchange also occurs (in addition, it is possible to use a heat exchanger).

Компрессор находится на валу турбины первой ступени. Использование двух роторов позволяет отключать один из них, когда нет необходимости в максимальной мощности (а это более половины работы автомобильного двигателя), позволяет значительно экономить топливо.The compressor is located on the turbine shaft of the first stage. The use of two rotors allows you to turn off one of them when there is no need for maximum power (and this is more than half the work of an automobile engine), it allows you to significantly save fuel.

При этом в центре ротора находятся лопатки компрессора, которые через полый вал всасывают холодный воздух из атмосферы и под действием центробежных сил через перфорацию в обойме выводят его через полые лопатки, дополнительно охлаждая их.At the same time, compressor blades are located in the center of the rotor, which absorb cold air from the atmosphere through a hollow shaft and, through centrifugal forces, remove it through hollow blades through hollow blades, further cooling them.

Из камеры сгорания газы сначала попадают в сдвоенную турбину, раскручивают ее и выходят через газовод в силовую свободную турбину, в которой совершается работа по вращению второй ступени свободной турбины, в которой газы выводятся наружу. Также есть возможность отключения половины мощности турбины, когда нет необходимости использовать полную мощность двигателя, при этом используются газы только одного из роторов турбины первой ступени.From the combustion chamber, the gases first enter the twin turbine, spin it and exit through the gas duct to the power free turbine, in which work is performed to rotate the second stage of the free turbine, in which the gases are removed to the outside. It is also possible to turn off half the power of the turbine when there is no need to use the full power of the engine, while the gases of only one of the rotors of the first stage turbine are used.

Это достигается применением заслонки, которая перекрывает газы в один из роторов первой ступени. Вторая ступень (свободная турбина), также имеет полый вал и перфорацию в обойме, и воздух засасывается из атмосферы и, пройдя через полый вал, перфорацию на обойме и выходит через полые лопатки охлаждает их. Предпочтительно двигатель имеет вспомогательный баллон с воздухом, который используется только несколько секунд во время запуска двигателя и для резкого ускорения автомобиля (приемистость), после чего отключается и не участвует в штатной работе двигателя.This is achieved by using a damper that shuts off the gases into one of the rotors of the first stage. The second stage (free turbine) also has a hollow shaft and perforation in the holder, and air is drawn in from the atmosphere and, passing through the hollow shaft, the perforation in the holder and leaves through the hollow blades cools them. Preferably, the engine has an auxiliary cylinder with air, which is used only for a few seconds during engine start-up and for a sharp acceleration of the car (throttle response), after which it is switched off and is not involved in the normal operation of the engine.

Возможная реализация конструкции двигателя показана следующими примерами. Основной газотурбинного турбовального двигателя для автомобиля является конструкция ротора турбины компрессора первой ступени (см. Фиг. 1), который представляет собой сдвоенную турбину первой ступени, одновременно служащей вспомогательной для компрессора. Эта турбина содержит два ротора 1, выполненные с возможностью вращения и установленные на одном уровне друг рядом с другом. Роторы 1 содержат обоймы 2 с лопатками 3, при этом лопатки 3 на обоймах 2 установлены радиально и выполнены полыми, причем в обойме 2 выполнена перфорация, которая сообщает внутренний объем лопаток 3 и обоймы 2. Внутри роторов соосно им установлены перфорированные валы 4, выполненные с возможностью вращения, на которых установлены спиральные лопатки 5, которые образуют вспомогательный компрессор для охлаждения.A possible implementation of the engine design is shown by the following examples. The main gas turbine turboshaft engine for a car is the design of the turbine rotor of the compressor of the first stage (see Fig. 1), which is a dual turbine of the first stage, which simultaneously serves as an auxiliary for the compressor. This turbine contains two rotors 1, made for rotation and mounted on the same level next to each other. The rotors 1 contain clips 2 with blades 3, while the blades 3 on the clips 2 are mounted radially and hollow, and in the clip 2 perforations are made that communicate the internal volume of the blades 3 and clips 2. Inside the rotors, perforated shafts 4 coaxially mounted with perforated shafts 4 made with the possibility of rotation, on which spiral blades 5 are installed, which form an auxiliary compressor for cooling.

Роторы 1 турбины первой ступени приводят в движение полые перфорированные валы 4 вспомогательного компрессора, лопатки 5 которого создают разрежение, всасывают через перфорацию в валу 4 воздух в полость роторов и направляют его через перфорацию в обойме в полость лопаток 3.The rotors 1 of the first stage turbine drive the hollow perforated shafts 4 of the auxiliary compressor, the blades 5 of which create a vacuum, suck air through the perforation in the shaft 4 into the rotor cavity and direct it through the perforation in the cage into the cavity of the blades 3.

На валах 4 жестко закреплены турбины компрессоров высокого давления 13 (см. Фиг. 2). На входе перед роторами 1 установлен вводной патрубок для подвода горячих газов 6 в смежную область роторов, по диагонали относительного которого роторы сообщаются с патрубками для вывода горячих газов 7 в свободную турбину 15 второй ступени, рядом с которым расположены вводные патрубки для всасывания воздуха 8 из атмосферы (воздухозаборники), напротив которых возле патрубка 6 расположен патрубок для вывода воздуха 9 в камеру сгорания 11.The shafts 4 are rigidly fixed turbines of high pressure compressors 13 (see. Fig. 2). At the inlet in front of the rotors 1, an inlet pipe is installed for supplying hot gases 6 to the adjacent area of the rotors, along the diagonal of the relative of which the rotors communicate with the pipes for outputting hot gases 7 to a free turbine 15 of the second stage, next to which there are inlet pipes for air intake 8 from the atmosphere (air intakes), opposite which near the nozzle 6 there is a nozzle for air outlet 9 into the combustion chamber 11.

В смежной области роторов на выходе патрубка 6 может быть установлена заслонка 10, выполненная с возможностью направления потока горячих газов на оба ротора или на один из них, при этом данная заслонка должна быть изготовлена из тугоплавкого сплава. Когда нет необходимости использовать полную мощность двигателя, посредством заслонки 10 перекрывают поток горячих газов, идущих в одну из турбин первой ступени турбины.In the adjacent area of the rotors at the outlet of the nozzle 6, a shutter 10 can be installed, configured to direct the flow of hot gases to both rotors or to one of them, while this shutter should be made of a refractory alloy. When it is not necessary to use the full power of the engine, by means of the shutter 10 they block the flow of hot gases going to one of the turbines of the first stage of the turbine.

Использование регулируемых заслонок позволяет широко регулировать мощность и быстро раскручивать роторы 1.The use of adjustable shutters allows you to widely adjust the power and quickly spin the rotors 1.

Заявленный газотурбинный автомобильный двигатель используется с использованием топливного насоса 14 (см. Фиг. 2), который топливопроводом соединен с форсункой, расположенной в камере сгорания 11, в которой также расположена свеча зажигания (на чертежах не показано) или иная система подачи искры.The claimed gas turbine automobile engine is used using a fuel pump 14 (see Fig. 2), which is connected by a fuel line to a nozzle located in the combustion chamber 11, in which a spark plug (not shown) or another spark supply system is also located.

Внутренний объем камеры сгорания 11 сообщается со вспомогательным баллоном для воздуха 12, функция которого - первичное формирование высокого давления в камере сгорания до начала вращения роторов 1.The internal volume of the combustion chamber 11 is in communication with an auxiliary cylinder for air 12, the function of which is the primary formation of high pressure in the combustion chamber before the rotation of the rotors 1 begins.

От компрессоров высокого давления 13 вращение лопаток, нагнетающих воздух, которых задают валы 4 турбины роторов 1 первой ступени, воздушный поток направляется в камеру сгорания 11.From the high pressure compressors 13 the rotation of the blades forcing air, which are set by the shafts 4 of the turbine of the rotors 1 of the first stage, the air flow is sent to the combustion chamber 11.

Патрубки для вывода горячих газов 7 сообщаются с корпусом свободной турбины 15 второй ступени (см. Фиг. 3), где поступающие горячие газы вращают лопатки 20 свободной турбины 21 второй ступени. Турбина 21 второй ступени своим вращением приводит в движение приводной вал 16, связанным через трансмиссию 17 с нагрузкой 18, например с колесами автомобиля.The nozzles for discharging hot gases 7 communicate with the housing of the free turbine 15 of the second stage (see Fig. 3), where the incoming hot gases rotate the blades 20 of the free turbine 21 of the second stage. The turbine 21 of the second stage rotates its drive shaft 16, connected through a transmission 17 with a load of 18, for example with the wheels of a car.

Свободную турбину 15 второй ступени выполняют имеющей полые лопатки, полый вал и перфорацию в обойме и воздух в нее засасывают из атмосферы и, когда воздух пройдет через полый вал 16 и перфорацию на обойме, его выводят через полые лопатки. Газотурбинный турбовальный автомобильный двигатель используется следующим образом.A free turbine 15 of the second stage is performed having hollow blades, a hollow shaft and perforation in the cage and air is sucked into it from the atmosphere, and when air passes through the hollow shaft 16 and the perforation on the cage, it is discharged through the hollow blades. Gas turbine turboshaft car engine is used as follows.

Топливным насосом 14 подается любое топливо, а при старте воздух из вспомогательного баллона 12, смесь поступает в камеру сгорания 11 и воспламеняется свечой. Далее закрепленные на валу роторов 1 сдвоенной турбины первой ступени сдвоенный компрессор 13 высокого давления раскручивается от соответствующих турбин первой ступени и закачивает воздух в камеру сгорания 11. Также в камеру сгорания 11 подается воздух после предварительного сжатия в роторе 1 турбины первой ступени. Таким образом, вышеописанная цикличность работы лопаток позволяет охлаждать их в процессе работы двигателя и использовать большую температуру рабочего газа на входе в турбину, что значительно увеличивает КПД двигателя в целом.Fuel pump 14 delivers any fuel, and when starting, air from the auxiliary cylinder 12, the mixture enters the combustion chamber 11 and is ignited by a candle. Next, the twin high-pressure compressor 13, mounted on the shaft of the rotors 1 of the twin turbine of the first stage, unwinds from the corresponding turbines of the first stage and pumps air into the combustion chamber 11. Also, air is supplied to the combustion chamber 11 after preliminary compression in the rotor 1 of the turbine of the first stage. Thus, the cyclical operation of the blades described above allows them to be cooled during engine operation and to use a high temperature of the working gas at the turbine inlet, which significantly increases the efficiency of the engine as a whole.

Конструкция газотурбинного турбовального двигателя радиальной схемы позволяет использовать роторы большего диаметра при этом при меньших числах оборотов получить больший крутящий момент и, следовательно, большую мощность на выходном валу свободной турбины. Это позволяет использовать редуктор с малым передаточным отношением.The design of a radial gas turbine turboshaft engine allows the use of larger diameter rotors and, at lower revolutions, to obtain greater torque and, therefore, greater power on the output shaft of a free turbine. This allows the use of a gearbox with a low gear ratio.

Кроме того, свободная турбина 15 позволяет отказаться от коробки переключения передач и позволяет использовать турбину для торможения двигателем, при этом подача топлива в камеру сгорания 11 не происходит и это дает дополнительную экономию топлива. Когда топливным насосом 14 подают в камеру сгорания 11 топливо, а при старте из вспомогательного баллона 12 воздух, из которых в камере сгорания 11 образуется топливная смесь, после чего свечой зажигания или иной системой формирования первой искры поджигают разово топливную смесь (до выключения двигателя поджиг более не нужен и камера сгорания работает в непрерывном горении), после этого она возгорается и нагревается до 2000°C, при этом расширяется и по патрубку 6 поступает в смежное пространство роторов 1 (направление движение горячих газов показано прерывистыми стрелками) и воздействует на их лопатки 3, которые раскручивают обоймы 2, при этом горячие газы проходят пол-оборота роторов и через патрубки 7 поступают в турбину 15 второй ступени, приводя в движение ее вал 16, передающий момент вращения на трансмиссию 17, которая формирует полезную нагрузку 18. Часть газов из сдвоенной турбины первой ступени, где находятся роторы 1, выводится через патрубок 9 в камеру сгорания 11. А внутренние валы 4 роторов 1 сдвоенной турбины первой ступени раскручивают маховики компрессоров 13 высокого давления, которые непрерывно нагнетают воздух в камеру сгорания 11.In addition, the free turbine 15 allows you to abandon the gearbox and allows you to use the turbine for engine braking, while the fuel supply to the combustion chamber 11 does not occur and this gives additional fuel savings. When fuel is supplied to the combustion chamber 11 by the fuel pump 14, and when starting from the auxiliary cylinder 12, air is formed from which the fuel mixture forms in the combustion chamber 11, after which a single fuel mixture is ignited once with the spark plug (until the engine is turned off, more is not needed and the combustion chamber works in continuous combustion), after that it ignites and heats up to 2000 ° C, it expands and enters the adjacent space of rotors 1 through pipe 6 (the direction of movement of hot gases intermittent arrows) and acts on their blades 3, which untwist the cage 2, while the hot gases pass half a turn of the rotors and through the nozzles 7 enter the turbine 15 of the second stage, setting in motion its shaft 16, transmitting the torque to the transmission 17, which forms the payload 18. Some of the gases from the twin turbine of the first stage, where the rotors 1 are located, is discharged through the pipe 9 into the combustion chamber 11. And the internal shafts 4 of the rotors 1 of the twin turbine of the first stage untwist the flywheels of the high-pressure compressors 13 eggs that continuously pump air into the combustion chamber 11.

При дальнейшей работе двигателя лопатки 3 роторов сдвоенной турбины первой ступени всасывают из патрубков 8 атмосферный воздух (направление движение воздуха показано сплошными стрелками) и через патрубок 9 предварительно сжатый холодный воздух подают в компрессор высокого давления 13, который сжимает воздух и подает его в камеру сгорания 11.With further operation of the engine, the blades 3 of the rotors of the twin turbines of the first stage suck atmospheric air from the nozzles 8 (the direction of air movement is shown by solid arrows) and through the nozzle 9 pre-compressed cold air is supplied to the high-pressure compressor 13, which compresses the air and delivers it to the combustion chamber 11 .

Роторы 1 приводят в движение полые перфорированные валы 4 вспомогательного компрессора, лопатки 5 которого создают разрежение, всасывают через перфорацию в валу 4 воздух в полость роторов и направляют его через перфорацию в обойме 2 в полость лопаток 3.The rotors 1 drive the hollow perforated shafts 4 of the auxiliary compressor, the blades 5 of which create a vacuum, suck air through the perforation in the shaft 4 into the rotor cavity and direct it through the perforation in the cage 2 into the cavity of the blades 3.

Баллон 12 работает только во время запуска двигателя 14 и в случае необходимости резкого ускорения и больше не используются при штатной работе установки. Дальнейшая работа двигательной установки осуществляется в таком же порядке.The cylinder 12 only works when the engine 14 is started, and if sharp acceleration is necessary, it is no longer used during normal operation of the installation. Further work of the propulsion system is carried out in the same manner.

Claims (11)

1. Газотурбинный турбовальный автомобильный двигатель, содержащий компрессор, соединенный патрубком с камерой сгорания, в которую выведен патрубок подачи топлива от топливного насоса, отличающийся тем, что компрессор выполнен сдвоенным, где каждый ротор компрессора закреплен на валу соответствующей турбины первой ступени, при этом оба ротора сдвоенной турбины первой ступени установлены на одном уровне рядом друг с другом в корпусе турбины и содержат обоймы с радиально установленными полыми лопатками, при этом в обоймах выполнена перфорация, которая сообщает внутренний объем лопаток и обойм, внутри роторов соосно им установлены перфорированные валы, выполненные с возможностью вращения, на которых установлены спиральные лопатки, образующие вспомогательный компрессор, в корпусе сдвоенной турбины первой ступени у каждого ротора установлены вводные патрубки для отвода горячих газов в свободную турбину второй ступени и патрубки для всасывания атмосферного воздуха, также в корпусе турбины первой ступени установлен общий входной патрубок для ввода горячих газов из камеры сгорания и патрубки для вывода воздуха в камеру сгорания; ротор свободной турбины второй ступени имеет полый вал и перфорацию в обойме, а также полые лопатки; двигатель содержит вспомогательный баллон для воздуха, соединенный патрубком с камерой сгорания.1. A gas turbine turboshaft automobile engine containing a compressor connected by a pipe to a combustion chamber, into which a fuel pipe from a fuel pump is output, characterized in that the compressor is doubled, where each compressor rotor is fixed to the shaft of the corresponding first stage turbine, both rotors the twin turbines of the first stage are installed at the same level next to each other in the turbine housing and contain holders with radially mounted hollow blades, while A walkie-talkie that communicates the internal volume of the blades and cages, perforated shafts rotatably mounted on the inside of the rotors, on which spiral blades are installed that form an auxiliary compressor, inlet pipes for the removal of hot gases are installed in the case of a dual turbine of the first stage at each rotor a free turbine of the second stage and nozzles for aspirating atmospheric air, also in the turbine housing of the first stage there is a common inlet pipe for introducing hot gases from the chambers s combustion and nozzles for air outlet to the combustion chamber; the rotor of the free turbine of the second stage has a hollow shaft and perforation in the cage, as well as hollow blades; the engine contains an auxiliary cylinder for air, connected by a pipe to the combustion chamber. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в смежной области роторов турбины первой ступени для ввода горячих газов из камеры сгорания установлена заслонка, выполненная с возможностью направления потока горячих газов на оба ротора или на один из роторов.2. The engine according to claim 1, characterized in that in the adjacent area of the rotors of the first stage turbine for introducing hot gases from the combustion chamber, a damper is installed, configured to direct the flow of hot gases to both rotors or to one of the rotors. 3. Двигатель по п. 3, отличающийся тем, что заслонка изготовлена из тугоплавкого материала.3. The engine according to claim 3, characterized in that the damper is made of refractory material. 4. Способ работы газотурбинного турбовального автомобильного двигателя, характеризующийся тем, что топливным насосом подают в камеру сгорания газовое топливо, а при старте из вспомогательного баллона воздух, из которых образуемую в камере сгорания топливную смесь поджигают, направляя сжатый из компрессора воздух в камеру сгорания, отличающийся тем, что возгоревшуюся и нагретую топливную смесь направляют по патрубку в смежное общее пространство, где на расположенной сдвоенной турбине первой ступени, состоящей из двух роторов, воздействуют на их лопатки, которые раскручивают обоймы, при этом горячие газы через пол-оборота роторов через выходные патрубки направляют в свободную турбину второй ступени, приводя в движение ее вал, через который передают момент вращения на трансмиссию, а через нее на полезную нагрузку; при этом часть газов из сдвоенной турбины первой ступени, где находятся роторы, выводят через патрубок в камеру сгорания, обеспечивая цикличность отвода горячих газов, причем внутренние валы роторов сдвоенной турбины первой ступени жестко соединяют с маховиками компрессоров высокого давления, которые непрерывно нагнетают воздух в камеру сгорания; на лопатки роторов сдвоенной турбины первой ступени подают дополнительно атмосферный воздух и через выходной патрубок предварительно сжатый холодный воздух подают в компрессор высокого давления.4. The method of operation of a gas turbine turboshaft automobile engine, characterized in that gas fuel is supplied to the combustion chamber by the fuel pump, and when starting from the auxiliary cylinder, air is ignited from which the fuel mixture formed in the combustion chamber is directed by directing compressed air from the compressor to the combustion chamber, different the fact that the ignited and heated fuel mixture is directed through the nozzle into the adjacent common space, where on the located dual turbine of the first stage, consisting of two rotors, the impact comfort on their blades, which untwist the cage, while hot gases through a half-turn of the rotors through the outlet pipes are sent to a free turbine of the second stage, setting in motion its shaft, through which the torque is transmitted to the transmission, and through it to the payload; at the same time, part of the gases from the twin turbine of the first stage, where the rotors are located, is led out through the nozzle to the combustion chamber, ensuring the recirculation of hot gases, and the internal shafts of the rotors of the twin turbine of the first stage are rigidly connected to the flywheels of high pressure compressors, which continuously pump air into the combustion chamber ; atmospheric air is additionally supplied to the rotor blades of the twin turbines of the first stage, and pre-compressed cold air is supplied to the high-pressure compressor through the outlet pipe. 5. Способ по п. 5, отличающийся тем, что лопатки ротора турбины первой ступени выполняют совершающими часть оборота в потоке горячего газа, а остальную часть оборота - в качестве вспомогательного компрессора, всасывающими холодный воздух из атмосферы.5. The method according to p. 5, characterized in that the blades of the rotor of the first stage turbine are performed making part of the revolution in the flow of hot gas, and the rest of the revolution as an auxiliary compressor, sucking in cold air from the atmosphere. 6. Способ по п. 5, отличающийся тем, что в центре ротора устанавливают лопатки компрессора, которые через полый вал всасывают холодный воздух из атмосферы и под действием центробежных сил через перфорацию в обойме выводят его через полые лопатки, дополнительно охлаждая их.6. The method according to p. 5, characterized in that the compressor blades are installed in the center of the rotor, which absorb cold air from the atmosphere through the hollow shaft and, through centrifugal forces, remove it through the hollow through hollow blades, further cooling them. 7. Способ по п. 5, отличающийся тем, что из камеры сгорания газы сначала направляют в сдвоенную турбину первой ступени, с их помощью раскручивают ее и затем выходят через газовод в силовую свободную турбину второй ступени, раскручивая ее с их помощью.7. The method according to p. 5, characterized in that the gases from the combustion chamber are first sent to a twin turbine of the first stage, with their help they unwind it and then exit through the gas duct to the power free turbine of the second stage, untwisting it with their help. 8. Способ по п. 5, отличающийся тем, что когда нет необходимости использовать полную мощность двигателя, посредством заслонки перекрывают поток горячих газов, идущих в одну из турбин первой ступени турбины.8. The method according to p. 5, characterized in that when it is not necessary to use the full power of the engine, by means of a damper, the flow of hot gases flowing into one of the turbines of the first stage of the turbine is blocked. 9. Способ по п. 5, отличающийся тем, что свободную турбину второй ступени выполняют имеющей полые лопатки, полый вал и перфорацию в обойме, и воздух в нее засасывают из атмосферы, и когда воздух пройдет через полый вал и перфорацию на обойме, его выводят через полые лопатки.9. The method according to p. 5, characterized in that the free turbine of the second stage is performed having hollow blades, a hollow shaft and perforation in the holder, and air is sucked into it from the atmosphere, and when air passes through the hollow shaft and the perforation in the holder, it is removed through hollow shoulder blades. 10. Способ по п. 5, отличающийся тем, что роторы турбины первой ступени приводят в движение полые перфорированные валы вспомогательного компрессора, лопатки которого создают разрежение, всасывают через перфорацию в валу воздух в полость роторов и направляют его через перфорацию в обойме в полость лопаток.10. The method according to p. 5, characterized in that the rotors of the first stage turbine drive the hollow perforated shafts of the auxiliary compressor, the blades of which create a vacuum, suction through the perforation in the shaft air into the rotor cavity and direct it through the perforation in the holder into the cavity of the blades. 11. Способ по п. 5, отличающийся тем, что вспомогательный баллон воздуха используют только во время запуска двигателя.11. The method according to p. 5, characterized in that the auxiliary cylinder of air is used only during engine starting.
RU2017130525A 2017-08-29 2017-08-29 Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method RU2656540C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017130525A RU2656540C1 (en) 2017-08-29 2017-08-29 Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017130525A RU2656540C1 (en) 2017-08-29 2017-08-29 Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2656540C1 true RU2656540C1 (en) 2018-06-05

Family

ID=62560407

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017130525A RU2656540C1 (en) 2017-08-29 2017-08-29 Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2656540C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU217240U1 (en) * 2022-10-28 2023-03-23 Анатолий Леонтьевич Шанаурин ENERGY CONVERTER

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU173545A1 (en) * И. И. Кириллов, И. Г. Гоголев , Р. И. конов TURBINE WITH A TANGENTIAL UNDERWORK OF THE WORKING BODY
US2434134A (en) * 1939-12-19 1948-01-06 Power Jets Res & Dev Ltd Cooling means for internal-combustion turbine wheels of jet propulsion engines
RU2126906C1 (en) * 1997-05-27 1999-02-27 Весенгириев Михаил Иванович Transport two-shaft and three-shaft gas-turbine engines (variants)
RU2011122109A (en) * 2011-05-31 2012-12-10 Имамудин Сиражутдинович Османов GAS-TURBINE ENGINE "PLASMADRON"

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU173545A1 (en) * И. И. Кириллов, И. Г. Гоголев , Р. И. конов TURBINE WITH A TANGENTIAL UNDERWORK OF THE WORKING BODY
US2434134A (en) * 1939-12-19 1948-01-06 Power Jets Res & Dev Ltd Cooling means for internal-combustion turbine wheels of jet propulsion engines
RU2126906C1 (en) * 1997-05-27 1999-02-27 Весенгириев Михаил Иванович Transport two-shaft and three-shaft gas-turbine engines (variants)
RU2011122109A (en) * 2011-05-31 2012-12-10 Имамудин Сиражутдинович Османов GAS-TURBINE ENGINE "PLASMADRON"

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU217240U1 (en) * 2022-10-28 2023-03-23 Анатолий Леонтьевич Шанаурин ENERGY CONVERTER

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10920662B2 (en) Compound cycle engine
CN201053353Y (en) Mini turbine jet engine
US8172512B2 (en) Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply
US10450952B2 (en) Turbofan engine assembly with gearbox
CN102305152A (en) Hybrid exhaust aircraft engine
CN104775900B (en) Compound cycle engine
CA2956593A1 (en) Engine assembly with turbine support casing
CN112046767A (en) Aircraft power plant
EP3149309B1 (en) Combustion engine
CN107923310A (en) Compound cycle engine
US3945200A (en) Rotary engine and turbine assembly
RU2656540C1 (en) Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method
US11401890B2 (en) Turbofan engine assembly with intercooler
US3089307A (en) Rotary jet engine
EP0811752B1 (en) Centrifugal gas turbine
RU2707105C2 (en) Turbojet double-flow engine
RU178152U1 (en) GAS TURBINE TURBOUS CAR RADIAL ENGINE WITH CENTRIFUGAL GAS OUTLET
JP2019535960A (en) Turbine engine and cooling method thereof
EP0101206A1 (en) High compression gas turbine engine
JP3200101B2 (en) Twin spool gas turbine engine
RU2359141C1 (en) Yugi's turbo-rotor engine
US3015211A (en) Radial turbine engine
CN107923309A (en) Compound cycle engine
RU2289028C2 (en) Gas-turbine engine
RU2372503C1 (en) Yugi turbo-rotary engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200830