Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: ..нагрев компонентов топлива перед подачей в камеру сгорания – F02C 7/224

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре. Газотурбинная установка дополнительно снабжена тепловым насосом, содержащим последовательно соединенные, по меньшей мере, один испарительный теплообменник, одно устройство повышения давления, один конденсаторный теплообменник, одно устройство понижения давления. Вход испарительного теплообменника подключен к выходу устройства воздухоподготовки газотурбинного двигателя. Выход испарительного теплообменника соединен с входом компрессора. Вход конденсаторного теплообменника соединен с устройством подачи топлива, а выход - с теплообменником подогрева топлива. Изобретение направлено на повышение экономичности газотурбинной установки с различными газовыми и жидкими топливами, на снижение влияния параметров атмосферного воздуха на параметры ее работы, а также на повышение безопасности системы подогрева топлива газотурбинной установки. 1 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системе сжатия топлива. Система кондиционирования газа содержит компрессор для сжатия и подогрева газа, устройство подачи воздуха, теплообменник для передачи тепла от горячего газа к потоку воздуха, влагоотделитель и подогреватель, принимающий в одном канале поток насыщенного газа из влагоотделителя, а в другом канале - поток горячего воздуха из теплообменника для передачи тепла от горячего воздуха к насыщенному газу с целью получения перегретого газа с температурой, превышающей температуру насыщения. Микротурбинный двигатель содержит воздушный компрессор, систему кондиционирования газа, камеру сгорания для сжигания смеси сжатого воздуха с перегретым газом, силовую турбину, генератор для выработки электроэнергии при вращении турбины и рекуператор, предварительно подогревающий сжатый воздух от продуктов сгорания перед подачей сжатого воздуха в камеру сгорания. Использование изобретения позволит исключить конденсацию остатков влаги в устройстве потребления топлива. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ охлаждения ротора газотурбинной установки осуществляется путем непрерывного преобразования энергии за счет эндотермической реакции. Воздух сжимают в компрессоре, затем подают его в камеру сгорания для сжигания топлива. Полученный при сжигании горячий газ подают для расширения на активную газовую силовую турбину, которую используют для привода компрессора. Осуществляют дожигание преобразованного топлива с повышенной абсолютной теплотворной способностью, которое получают за счет эндотермической реакции исходного топлива в реакторе парового реформинга. Проводят параллельный тепловой цикл, в котором нагретую в парогенераторе смесь паров воды с углеводородным топливом подают через полый вал газотурбинной установки в реакционный объем. Реакционный объем содержит пористый металлоуглеродный контейнер, расположенный во внутренней полости реактивной газовой турбины, которая находится в тепловом контакте с силовой или является ее частью. Реактор приводят во вращательное движение, за счет чего частично сжимают смесь в ходе эндотермической реакции. Смесь нагревают частично за счет охлаждения силовой турбины и за счет тепла отработанного газа, а затем выпускают через реактивные сопла, создавая дополнительный вращающий момент. Достигается повышение КПД и безопасности эксплуатации.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Способ форсирования авиационного газотурбинного двигателя заключается в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор. Подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемому на вход в компрессор. Расход топлива на входе в компрессор - не более трех процентов от расхода воздуха. Топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, могут быть направлены навстречу воздушному потоку. Способ позволяет улучшить тяговые характеристики и снизить удельный расход топлива скоростных газотурбинных двигателей. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.