RU2689499C1 - Gas turbine engine starting method and device - Google Patents
Gas turbine engine starting method and device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2689499C1 RU2689499C1 RU2018112728A RU2018112728A RU2689499C1 RU 2689499 C1 RU2689499 C1 RU 2689499C1 RU 2018112728 A RU2018112728 A RU 2018112728A RU 2018112728 A RU2018112728 A RU 2018112728A RU 2689499 C1 RU2689499 C1 RU 2689499C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- starter
- magnetoelectric generator
- stator
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims abstract description 21
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 27
- 239000003570 air Substances 0.000 description 8
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 8
- MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N Hydrogen peroxide Chemical compound OO MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000003721 gunpowder Substances 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
- H02K21/00—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets
- H02K21/12—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets with stationary armatures and rotating magnets
- H02K21/22—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets with stationary armatures and rotating magnets with magnets rotating around the armatures, e.g. flywheel magnetos
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к устройствам, обеспечивающим запуск газотурбинного двигателя (ГТД).The invention relates to the field of aviation, in particular to devices for starting a gas turbine engine (GTE).
Известен способ запуска с помощью воздушного потока [Лозицкий Л.П., Ветров А.Н., Дорошко СМ., Иванов В.П., Коняев Е.А. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.: Воздушный транспорт, 1992, стр. 458], в котором используют дополнительную турбину, вращение которой обеспечивают за счет мощного потока сжатого воздуха. Вращение турбины с помощью редуктора и муфты передают на основной вал газотурбинного двигателя при достижении необходимой частоты вращения газотурбинным двигателем происходит его запуск. Воздух, необходимый для вращения дополнительной турбины подают от бортового или аэродромного генератора сжатого воздуха.There is a method of launch using the air flow [Lozitsky, LP, Vetrov, AN, Doroshko, SM., Ivanov, VP, Konyaev, EA The design and strength of aviation gas turbine engines. M .: Air Transport, 1992, p. 458], which uses an additional turbine, the rotation of which is provided by a powerful stream of compressed air. The rotation of the turbine with the help of a reducer and a coupling is transferred to the main shaft of the gas turbine engine when the required rotation frequency of the gas turbine engine is reached, it starts up. The air needed to rotate the additional turbine is supplied from an onboard or airfield compressed air generator.
Недостатком данного способа является, большой расход воздуха, что практически исключает автономность запуска.The disadvantage of this method is high air flow, which virtually eliminates the autonomy of the launch.
Известен способ запуска с помощью порохового заряда [Системы запуска авиационных двигателей: Метод, указания / Самара, гос. аэрокосм, ун-т; Сост. И.В. Таммекиви. Самара, 2002, стр. 13], суть способа заключается в том, что пороховой заряд помещают в взрывозащищенную камеру. В качестве порохового заряда обычно используют нитропорох с добавкой веществ-флегматизаторов, замедляющих скорость горения заряда. В качестве воспламенителя обычно применяют порох, поджигаемый электрической искрой. Газы, выделяющиеся при горении порохового заряда, направляют на лопатки ротора турбины. Мощность, развиваемая турбиной, передается через редуктор и муфту сцепления ротору газотурбинного двигателя.There is a method of starting using a powder charge [Launch systems of aircraft engines: Method, instructions / Samara, state. aerospace, un-t; Comp. I.V. Tammekivi. Samara, 2002, p. 13], the essence of the method is that the powder charge is placed in an explosion-proof chamber. As a powder charge, nitroporox is usually used with the addition of phlegmatizing agents that slow down the burning rate of the charge. As the igniter is usually used gun powder ignited by an electric spark. Gases released during the combustion of the powder charge, is directed to the blades of the turbine rotor. The power developed by the turbine is transmitted through the gearbox and the clutch coupling to the rotor of the gas turbine engine.
Недостатками данного способа являются, необходимость дозирования порохового заряда для каждой отдельной системы и условий запуска, кроме того пороховые газы вызывают обильное нагарообразование на деталях системы, что способствует быстрому ухудшению его характеристик в процессе эксплуатации, также применение взрывчатых веществ в качестве энергоносителя связано с опасностью повреждения системы. С уменьшением температуры окружающего воздуха энергия порохового заряда уменьшается, что вызывает уменьшение мощности стартера, в то время как необходимая для запуска мощность возрастает, что усложняет эксплуатацию пороховых турбостартеров.The disadvantages of this method are the need for dosing the powder charge for each individual system and launch conditions, in addition, powder gases cause abundant carbon formation on the system parts, which contributes to the rapid deterioration of its characteristics during operation, the use of explosives as an energy carrier is also associated with the danger of damage to the system . As the ambient air temperature decreases, the powder charge energy decreases, which causes a decrease in starter power, while the power required for starting increases, which complicates the operation of powder turbo starters.
Известен способ эксплуатации парогазовой установки в маневренном режиме [патент РФ №2585156, F01K 23/06, 29.12.2014], суть способа заключается в том, что для запуска газотурбинного двигателя используют дополнительную турбину, вращение которой обеспечивают парогазом. Для формирования парогаза используют перекись водорода и катализаторы, которые подают в парогазогенератор из отдельно расположенного баллона. За счет химической реакции сопровождаемой горением, перегретый водяной пар в смеси с кислородом, под большим давлением разгоняет дополнительную турбину, которая с помощью редуктора и муфты сцепления передает вращение главному валу газотурбинного двигателя.A known method of operating a combined-cycle plant in a maneuverable mode [RF patent №2585156, F01K 23/06, 29.12.2014], the essence of the method lies in the fact that an additional turbine is used to start the gas turbine engine, the rotation of which is provided with a steam-gas. Hydrogen peroxide and catalysts are used to form the vapor gas, which are fed to the steam and gas generator from a separately located cylinder. Due to a chemical reaction accompanied by burning, superheated water vapor mixed with oxygen under high pressure accelerates an additional turbine, which with the help of a reducer and a clutch transmits rotation to the main shaft of the gas turbine engine.
Недостатком данного способа является, невысокая надежность системы запуска из-за использования взрывоопасной перекиси водорода. Также недостатком является высокая температура замерзания перекиси водорода -10°С.The disadvantage of this method is the low reliability of the launch system due to the use of explosive hydrogen peroxide. The disadvantage is the high freezing point of hydrogen peroxide -10 ° C.
Известен бесстартерный способ запуска [Системы запуска авиационных двигателей: Метод, указания / Самара, гос. аэрокосм, ун-т; Сост. И.В. Таммекиви. Самара, 2002, стр. 10], суть которого заключается в том, что для раскрутки газотурбинного двигателя используют его собственную турбину. В качестве рабочего тела применяют сжатый воздух, который подают на рабочие лопатки турбины.Known non-starter launch method [Launch systems for aircraft engines: Method, instructions / Samara, state. aerospace, un-t; Comp. I.V. Tammekivi. Samara, 2002, p. 10], the essence of which lies in the fact that for the promotion of a gas turbine engine using its own turbine. Compressed air is used as the working medium, which is supplied to the turbine blades.
Недостатком данного способа является низкий КПД турбины в начальный момент раскрутки, вследствие чего данная система запуска может применяться только на маломощных ГТД.The disadvantage of this method is the low efficiency of the turbine at the initial moment of promotion, as a result of which this launch system can be used only on low-power gas turbine engines.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ запуска с помощью электрического стартера [Лозицкий Л.П., Ветров А.Н., Дорошко С.М., Иванов В.П., Коняев Е.А. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.: Воздушный транспорт, 1992, стр. 455] реализуемый электродвигателем постоянного или переменного тока, работающего от бортовой или аэродромной аккумуляторной батареи. Обычно авиационные стартеры при пуске потребляют до 1-1,2 кА. Время их эксплуатации в стартерном режиме работы не превышает 40-60 секунд, после чего для повторной работы батареи необходимо на восстановление не менее 15 минут.The closest in technical essence and the achieved result is a method of starting using an electric starter [Lozitsky L.P., Vetrov A.N., Doroshko S.M., Ivanov V.P., Konyaev E.A. The design and strength of aviation gas turbine engines. M .: Air Transport, 1992, p. 455] implemented by a dc or ac electric motor powered by an onboard or airfield battery. Usually, aircraft starters consume up to 1-1.2 kA during start-up. The time of their operation in the starter mode does not exceed 40-60 seconds, after which the battery needs to be restored for at least 15 minutes to re-work.
Недостатком данного способа является большой вес аккумуляторных батарей и падение их емкости с понижением температуры окружающего воздуха.The disadvantage of this method is the large weight of the batteries and the drop in their capacity with decreasing ambient temperature.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является конструкция сверхвысокооборотного магнитоэлектрического генератора для микротурбинной установки [С. Zwyssig, J.W. Kolar, S.D. Round Mega-Speed Drive Systems: Pushing Beyond 1 Million RPM // Mechatronics, IEEE/ASME Transactions on, 2009, Vol. 14, No. 5, pp. 564-574], состоящая из безпазового статора в котором расположена обмотка из высокочастотного лицендрата, концентрично расточки статора расположен ротор, состоящий из кольцевого магнита, намагниченного радиально и вала, при этом вал сочленен с турбиной.The closest in technical essence and the achieved result is the design of an ultrahigh-speed magnetoelectric generator for a microturbine installation [S. Zwyssig, J.W. Kolar, S.D. Round Mega-Speed Drive Systems: Pushing Beyond 1 Million RPM // Mechatronics, IEEE / ASME Transactions on, 2009, Vol. 14, No. 5, pp. 564-574], consisting of a non-stator stator in which a winding of high-frequency litsendrat is located, concentric with the bore of the stator is a rotor consisting of an annular magnet magnetized radially and a shaft, while the shaft is articulated with the turbine.
Недостатками данного устройства являются его значительные тепловыделения, обусловленные потерями в магнитопроводе статора, значительный шум, создаваемый подшипниковыми опорами, и невысокая жесткость ротора.The disadvantages of this device are its significant heat dissipation due to losses in the stator magnetic circuit, significant noise generated by the bearings, and low rigidity of the rotor.
Задача изобретения - уменьшение массогабаритных характеристик и расширение функциональных возможностей системы запуска газотурбинного двигателя.The objective of the invention is to reduce the weight and size characteristics and the expansion of the functionality of the system start gas turbine engine.
Технический результат - значительное снижение массы системы запуска газотурбинного двигателя, а также повышение надежности электрозапуска в условиях предельно низких и предельно высоких температур, благодаря использованию высокоскоростного магнитоэлектрического генератора с собственной газовой турбинной работающего в кратковременном режиме.The technical result is a significant reduction in the mass of the gas turbine engine start-up system, as well as an increase in the reliability of the electric starting under conditions of extremely low and extremely high temperatures, due to the use of a high-speed magnetoelectric generator with its own gas turbine operating in the short-term mode.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается, способом запуска газотурбинного двигателя посредством стартера, по которому согласно изобретению, вращают собственную турбину магнитоэлектрического генератора, приводя во вращение и сам магнитоэлектрический генератор, а мощность, вырабатываемую магнитоэлектрическим генератором, используют для питания электродвигателя, который выполняет функцию стартера, и раскручивают им вал газотурбинного двигателя до нужной частоты вращения, тем самым обеспечивают необходимую для запуска газотурбинного двигателя длительность рабочего режима стартера, после чего производят запуск газотурбинного двигателя, причем магнитоэлектрический генератор, содержит статор, в котором концентрично расточке расположен ротор с постоянными магнитами, и обмотку; статор выполнен с внутренними и внешними пазами, а обмотка выполнена тороидальной и расположена внутри внутренних и внешних пазов с возможностью отвода тепла за счет большой площади соприкосновения с основанием и боковыми гранями пазов статора, а также за счет открытой конструкции внешних пазовThe problem is solved, and the technical result is achieved by starting the gas turbine engine by means of a starter, according to which, according to the invention, the own turbine of the magnetoelectric generator is rotated, resulting in rotation of the magnetoelectric generator itself, and the power generated by the magnetoelectric generator is used to power the electric motor that performs the function starter, and they spin the shaft of the gas turbine engine to the desired rotational speed, thereby providing the necessary To start a gas turbine engine starter working duration mode, then launch a turbomachine, wherein the electromagnetic generator comprises a stator, in which bore is located concentrically with the rotor permanent magnet and a coil; the stator is made with internal and external grooves, and the winding is made toroidal and is located inside the internal and external grooves with the possibility of heat removal due to the large area of contact with the base and side edges of the stator slots, as well as through the open design of external grooves
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что магнитоэлектрический генератор, согласно изобретению, используют в способе запуска газотурбинного двигателя.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that the magnetoelectric generator according to the invention is used in the method of launching a gas turbine engine.
Существо изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 изображен общий вид магнитоэлектрический генератора с газовой турбиной. На фиг. 2 изображен генератор в продольном разрезе!The invention is illustrated by drawings. FIG. 1 shows a general view of a magnetoelectric generator with a gas turbine. FIG. 2 shows a generator in longitudinal section!
Предложенное устройство содержит газовую турбину 1, на валу 2 которой установлен магнитоэлектрический генератор 3, статор 4, выполненный с внутренними пазами 5 и внешними пазами 6, на которые установлены тороидальные обмотки 7, постоянные магниты 8, расположены на роторе 9.The proposed device includes a
Предложенное устройство работает следующим образом: газовая турбина 1 вращает магнитоэлектрический генератор 3 со скоростью 100000 об/мин. Вырабатываемая мощность генератором составляет 30 кВт. При подключении стартера к генератору, по обмоткам стартера протекают токи равные 1200 А, тем самым обеспечивая необходимые пусковые характеристики устройства.The proposed device operates as follows: a
Пример конкретной реализации способаAn example of a specific implementation of the method
В камеру сгорания собственной турбины магнитоэлектрического генератора подают топливо и сжатый воздух, после чего данную смесь воспламеняют. В результате сгорания, горячий газ под большим давлением приводит во вращение вал турбины магнитоэлектрического генератора и раскручивает его до скорости равной 100000 об/мин. Мощность, вырабатываемая магнитоэлектрическим генератором при такой частоте вращения, составляет 30 кВт. Для запуска авиационного двигателя модели ГТД-350 требуется высокий пусковой момент равный 240 Нм, для этого используют пусковой стартер. Мощность, вырабатываемая магнитоэлектрическим генератором, достаточна для обеспечения рабочего режима пускового стартера, поэтому магнитоэлектрический стартер используют в качестве источника питания. Длительность рабочего режима стартера до запуска авиационного двигателя ГТД-350 составляет 60 секунд, что является допустимым временем работы для магнитоэлектрического генератора.Fuel and compressed air are fed into the combustion chamber of the turbine of the magnetoelectric generator, after which the mixture is ignited. As a result of combustion, a hot gas under high pressure drives the turbine shaft of a magnetoelectric generator and spins it up to a speed of 100,000 rpm. The power generated by a magnetoelectric generator at this frequency of rotation is 30 kW. To start the aircraft engine model GTD-350 requires a high starting torque of 240 Nm, for this purpose, use the starting starter. The power generated by the magnetoelectric generator is sufficient to ensure the operating mode of the starter, therefore, the magnetoelectric starter is used as a power source. The duration of the operating mode of the starter prior to the launch of the GTD-350 aircraft engine is 60 seconds, which is the allowable operating time for the magnetoelectric generator.
Итак, заявляемое изобретение позволяет осуществлять запуск авиационного газотурбинного двигателя, используя магнитоэлектрический генератор заявленной конструкции, работающий в кратковременном режиме с собственной газовой турбинной и позволяет заменить аккумуляторные батареи, тем самым обеспечить снижение массогабаритных параметров системы запуска ГТД, а также повысить надежность электрозапуска в сложных метеорологических условиях.Thus, the claimed invention allows the launch of an aircraft gas turbine engine using a magnetoelectric generator of the claimed design, operating in a short-term mode with its own gas turbine engine and allows replacing batteries, thereby reducing the weight and size parameters of the GTE launch system, as well as increasing the reliability of electric starting in difficult weather conditions .
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018112728A RU2689499C1 (en) | 2018-04-09 | 2018-04-09 | Gas turbine engine starting method and device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018112728A RU2689499C1 (en) | 2018-04-09 | 2018-04-09 | Gas turbine engine starting method and device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2689499C1 true RU2689499C1 (en) | 2019-05-28 |
Family
ID=67037529
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018112728A RU2689499C1 (en) | 2018-04-09 | 2018-04-09 | Gas turbine engine starting method and device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2689499C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU677044A1 (en) * | 1977-09-21 | 1979-07-30 | В. В. Лохнин | Magnetoelectric generator |
| US4456830A (en) * | 1982-04-22 | 1984-06-26 | Lockheed Corporation | AC Motor-starting for aircraft engines using APU free turbine driven generators |
| RU2417506C2 (en) * | 2009-01-27 | 2011-04-27 | Виктор Васильевич Булгар | Low-speed electric machine with circular stator |
| RU2528950C2 (en) * | 2009-10-30 | 2014-09-20 | Испано-Сюиза | Gas turbine engine starter-generator and method of its control |
| RU2549883C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-05-10 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) | Electrical machine |
-
2018
- 2018-04-09 RU RU2018112728A patent/RU2689499C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU677044A1 (en) * | 1977-09-21 | 1979-07-30 | В. В. Лохнин | Magnetoelectric generator |
| US4456830A (en) * | 1982-04-22 | 1984-06-26 | Lockheed Corporation | AC Motor-starting for aircraft engines using APU free turbine driven generators |
| RU2417506C2 (en) * | 2009-01-27 | 2011-04-27 | Виктор Васильевич Булгар | Low-speed electric machine with circular stator |
| RU2528950C2 (en) * | 2009-10-30 | 2014-09-20 | Испано-Сюиза | Gas turbine engine starter-generator and method of its control |
| RU2549883C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-05-10 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) | Electrical machine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10662875B2 (en) | Propulsion unit with selective coupling means | |
| US8314505B2 (en) | Gas turbine engine apparatus | |
| EP2241725A2 (en) | A system comprising a gas turbine, a power turbine and first and second connected generators | |
| US10480408B2 (en) | Energy weapon system having a gas turbine generator with idle assist | |
| US9973058B2 (en) | Propeller in-hub power generation and control | |
| CA2356529A1 (en) | Apparatus and method to increase turbine power | |
| CN105593493A (en) | Method for optimising the specific consumption of a twin helicopter | |
| CN105658915B (en) | The system and method for the emergency start of turbine for aircraft | |
| KR101937019B1 (en) | Renovated method of liquefied natural gas carrier | |
| RU2689499C1 (en) | Gas turbine engine starting method and device | |
| CN103629011B (en) | Motor | |
| RU2374472C1 (en) | Method and device to start gas turbine plant | |
| CN108204279B (en) | Doubly-fed induction generator system and method of operating a multi-shaft gas turbine engine | |
| RU2019115945A (en) | DEVICE WITH A TURBOCHARGER FOR SUPPLYING A FUEL CELL | |
| RU2111370C1 (en) | Method of starting and gas supply of power generating gas turbine plant | |
| CN108825384B (en) | Oil-gas mixing starting device | |
| Zharkov et al. | Analysis of Current State of the Starting Device for Aircraft Gas Turbine Engines | |
| RU2358120C1 (en) | Turbopropeller gas-turbine engine | |
| RU2359132C1 (en) | Turboprop gas turbine engine | |
| SU1703555A1 (en) | Shipъs electric generating plant | |
| CN203547987U (en) | Engine | |
| US11879385B2 (en) | Engine system with fuel-drive thermal support | |
| RU2816769C1 (en) | Propfan aircraft gas turbine engine | |
| RU2022140C1 (en) | Gas turbine electric power plant | |
| RU2325539C2 (en) | Gas turbine engine |