SU527087A1 - Газотурбинна установка - Google Patents
Газотурбинна установкаInfo
- Publication number
- SU527087A1 SU527087A1 SU2028982A SU2028982A SU527087A1 SU 527087 A1 SU527087 A1 SU 527087A1 SU 2028982 A SU2028982 A SU 2028982A SU 2028982 A SU2028982 A SU 2028982A SU 527087 A1 SU527087 A1 SU 527087A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- cooling
- heat exchanger
- air
- Prior art date
Links
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Description
(54) ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА
Изобретение относитс к области газотурбостроени , преимущественно к газотурбинным установкам дл летательных аппара тов с отбором воздуха на охлаждение турби ны. Известны газотурбинные установки дл летательных аппаратов, содержащие газотурбинный двигатель и дополнительный турбокомпрессор с воздушной турбиной, компре сор которого соединен на входе с трактом промежуточной ступени компрессора двигател и на выходе - через теплообменник с системой охлаждени первой ступени турбины двигател , а воздушна турбина подключена к полости перед камерой сгорани и к системе охлаждени последующей ступени 1. Недостатком таких установок вл етс относительно низка эффективность охлаждени отбираемого воздуха в теплообменнике. Этот недостаток частично устранен в известной газотурбинной установке, содержащей газотурбинный двигатель и турбохолодильную машину, вьшолненную в виде разме щенного вне проточной части последнего автономного агрегата с последовательно расположенными турбиной, теплообменником, подключенным к магистрали отбора охлаждающего воздуха, и компрессором 2, Однако в этой установке турбохолодильна машина неработоспособна на земле и на малых скорост х полета и обладает относительно низкими т гово-экономическими показател ми . Целью изобретени вл етс повышение надежности установки с одновременным расширением диапазона ее рабочих режимов. Эта цель достигаетс тем, что в газотур)- бинной установке, преимущественно дл летательного аппарата, машина вьшолнена с дoпoлнитeJ ьнoй турбиной, вход которой соединен с магистралью за теплообменником, а выход - с каналами охлаждени последних ступеней турбины двигател . На чертеже схематично изображен продольный разрез газотурбшшой установки. Установка содержит газотурбинный двигатель , состо щий из компрессора 1, камеры сгорани 2, турбины 3 и реактивного сопла 4, а также размещенную вне проточной части двигател турбохолодильную машину, выполненную в виде последовательно установленных воздушной турбины 5, теплообменника 6, подключенного на входе к магистрали 7 отбора охлаждающего воздуха, а на выходе - к системе охлаждени первой ступени турбины 3, компрюссора 8 и дополнительной турбины 9, вход которой соединен с магистралью 7 за теплообменником 6, а выход - с каналами охлаждени послед них ступеней турбины 3. Дл увеличени реактивной т ги турбохолодильной машины в расположенном за дополнительной турбиной 9 выхлопном сопле 10 установлена камера сго рани 11, а сама машина может быть выпол нена двухроторной, что позволит обеспечить выбор параметров лопаточных решеток после ней в области их оптимальных значений. Установка работает следующим образом. Воздух,засасываемый в тракт двигател компрессором 1, поступает в камеру сгорани 2 и, расширившись в турбине 3, ускор етс в реактивном сопле 4, создава реактивную т гу. Некоторое количество сжатого воздуха, отбираемого из-за компрессора 1, через магистраль 7 поступает на вход теплообменника 6, на выходе из которого делитс на две части: одна часть охлаждает элементы первой ступени турбины 3, друга расшир етс на дополнительной турбине 9, дополнительно охлажда сь при этом, и подаетс в полость низкого давлени системы охлаждени последних ступеней турбины 3. Мощность, передаваема от дополнительной турбины 9 ротору турбохолодильной машины, позвол ет реализовать холодильный цикл в последней независимо от скорости полета летательного аппарата.
Claims (2)
- Воздух, засасываемый в тракт турбохоло- дильной машины компрессором 8 и поступающий в него за счет скоростного напора (при скорости полета, отличной от нул ), расшир етс на воздушной турбине 5 с одновременным охлаждением и, пройд охлаждающий тракт теплообменника 6, сжимаетс в компрессоре 8, приводимом во вращение воздушной 5 и дополнительной турбиной 9, после чего, нагревшись в камере сгорани 11, расшир етс в выхлопном сопле 10, создава дополнительную т гу. Формула изобретени Газотурбинна установка, преимущественно дл летательного аппарата, содержаща газотурбинный двигатель и турбохолодильную машину, выполненную в виде размещенного вне проточной части последнего автономного агрегата с последовательно расположенными турбиной, теплообменником, подключенным к магистрали отбора охлаждающего воздуха, и компрессором, отличающа с тем, что, с целью повышени надежности и расширени диапазона рабочих режимов, машина выполнена с дополнительной турбиной, вход которой соединен с магистралью за теплообменником, а выход - с каналами охлаждени последних ступеней турбины двигател . Источники информации, прин тые во внимание при экспертизе: 1.Авторское свидетельство СССР № 451377, кл. F О2 К 11/00, 1974.
- 2.Лвторское свидетельство СССР № 452668. кл.Г 02 С 7/14, 1974 { прототип).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU2028982A SU527087A1 (ru) | 1974-06-03 | 1974-06-03 | Газотурбинна установка |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU2028982A SU527087A1 (ru) | 1974-06-03 | 1974-06-03 | Газотурбинна установка |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU527087A1 true SU527087A1 (ru) | 1977-01-25 |
Family
ID=20586121
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU2028982A SU527087A1 (ru) | 1974-06-03 | 1974-06-03 | Газотурбинна установка |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU527087A1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1997014873A1 (en) * | 1995-10-16 | 1997-04-24 | Valentin Semenovich Gorelykh | Method of converting energy and a device for applying the said method |
RU2529989C1 (ru) * | 2013-06-05 | 2014-10-10 | Владимир Леонидович Письменный | Способ охлаждения газотурбинного двигателя |
RU2612482C1 (ru) * | 2016-03-03 | 2017-03-09 | Владимир Леонидович Письменный | Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования |
-
1974
- 1974-06-03 SU SU2028982A patent/SU527087A1/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1997014873A1 (en) * | 1995-10-16 | 1997-04-24 | Valentin Semenovich Gorelykh | Method of converting energy and a device for applying the said method |
RU2529989C1 (ru) * | 2013-06-05 | 2014-10-10 | Владимир Леонидович Письменный | Способ охлаждения газотурбинного двигателя |
RU2612482C1 (ru) * | 2016-03-03 | 2017-03-09 | Владимир Леонидович Письменный | Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2748564A (en) | Intermittent combustion gas turbine engine | |
US2085761A (en) | Aircraft power plant | |
US3302397A (en) | Regeneratively cooled gas turbines | |
US3886737A (en) | Turbojet engines of multi-shaft and multi-flow construction | |
US2663993A (en) | Deicing apparatus | |
US2704434A (en) | High pressure ratio gas turbine of the dual set type | |
GB1244340A (en) | Front fan gas turbine engine | |
US4302148A (en) | Gas turbine engine having a cooled turbine | |
US2593523A (en) | Gas turbine engine with resonating combustion chambers | |
US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
US4231704A (en) | Cooling fluid bleed for axis of turbine rotor | |
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
US2400714A (en) | Jet propulsion power unit | |
SU527087A1 (ru) | Газотурбинна установка | |
GB666062A (en) | Gas turbine power plant | |
US2820599A (en) | Dual unit jet propulsion plant for aircraft | |
US2867981A (en) | Aerodynamic wave machine functioning as a compressor and turbine | |
RU2707105C2 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
US2448562A (en) | Combustion apparatus | |
US2454310A (en) | Heat exchanger and reaction thrust apparatus | |
US3253406A (en) | Turbine propulsion unit | |
US2732999A (en) | stalker | |
US2502878A (en) | Combustion products operated turbine | |
GB800602A (en) | Improvements in or relating to jet propulsion gas turbine engines | |
GB1348127A (en) | Gas turbine engine |