| початок розділу
Виробничі, аматорські радіоаматорські Авіамодельний, ракетомодельного Корисні, цікаві |
хитрощі майстру
електроніка фізика технології винаходи |
таємниці космосу
таємниці Землі таємниці Океану хитрощі Карта розділу |
  |
| Використання матеріалів сайту дозволяється за умови посилання (для сайтів - гіперпосилання) | |||
Навігація: => |
На головну / Ринок технологій / Актуальні винаходи і моделі / Назад / |
|
ВИНАХІД
Патент Російської Федерації RU2066777
ГАЗОТУРБІННИЙ ДВИГУН
Ім'я заявника: Шевцов Валентин Федорович; Авіаційний науково-технічний комплекс ім.А.Н.Туполева
Ім'я винахідника: Шевцов Валентин Федорович
Ім'я патентовласника: Шевцов Валентин Федорович; Авіаційний науково-технічний комплекс ім.А.Н.Туполева
Адреса для листування:
Дата початку дії патенту: 1992.11.17
Використання: в газотурбінних двигунах. Суть винаходу: після насоса метанол (рідкі водень або метан) за рахунок непридатного тепла за основною турбіною в теплообміннику ТК в ендотермічної реакції в присутності каталізатора газифіковане (при 250 o С) на суміш газів Н 2 і СО, яка подається на додаткову турбіну, механічно пов'язану з додатковим компресором ДК, гази і повітря після яких при з співвідношенні, близькому до стехиометрическому, надходять в камеру згоряння, виконану у вигляді порожнини сопла ежектора СЕ, вхідний патрубок низького тиску якого пов'язаний з виходом основного компресора ОК, як і вхід ДК, а вихід підключений до входу основний турбіни ВІД. Частина суміші газів після додаткової турбіни ДТ надходить на вхід в ОП і порожнисті її лопатки, на передніх крайках яких виконані щілини для виходу суміші газів в газоповітряний тракт ВІД. На вході в ОК можуть бути встановлені водяні форсунки. Для отримання механічної енергії у вигляді кінетичної енергії реактивного струменя двоконтурного турбореактивного двигуна двигун може бути забезпечений оточуючим його кожухом з утворенням другого контуру ежекторного типу і реактивним соплом, а між виходом ВІД і входом ТК встановлено СЕ зовнішнього контуру, причому порожнину СЕ зовнішнього контуру може бути виконана у вигляді форсажній камери з форсунками, підключеними до виходу ДТ.
ОПИС ВИНАХОДИ
Пропонований винахід відноситься до області газотурбінних двигунів (ГТД) і може знайти застосування при отриманні з располагаемой хімічної енергії палив механічної енергії у вигляді крутного моменту на валу двигуна, наприклад, електрогенератора і / або коліс будь-якого наземного транспорту або у вигляді кінетичної енергії реактивного струменя, наприклад , в аерокосмічній техніці.
У газотурбінному, зокрема реактивному двигунобудування, існує безліч способів підвищення ефективності двигунів, тобто підвищення ступеня ідеальності, що полягає в тому, щоб досягти якомога більших відносин тяги до витрати палива, тяги до ваги і вартості виготовлення двигуна. Способи підвищення кожного з цих відносин знаходяться в технічному суперечать одні одним.
Дійсно, використання лопаточного компресора осьового типу дає найбільший адіабатичній ККД, а отже, і найбільше відношення тяги до витрати палива, але він незрівнянно важче і дорожче у виготовленні, ніж відцентровий, у якого вже нижче адіабатичний ККД і більше мидель. Збільшення температура газу перед турбіною збільшує відношення тяги до ваги і витраті палива, але збільшення температури перед турбіною в даний час обмежений температурою приблизно в 1400 o С, та й збільшення цієї температури тягне за собою збільшення вартості двигуна і зменшення його ресурсу.
Заходи по досягненню більшої економічності реактивних двигунів мають свої особливості в порівнянні, наприклад, з газотурбінними двигунами (ГТД), призначеними для вироблення механічної енергії в умовах землі. Якщо економічність останніх визначається термічним ККД, в основному залежать від вибраних ступенів стиснення і розширення, рівних між собою, то в реактивних двигунах, по-перше, ступінь стиснення повітря в компресорі завжди більшій мірі розширення на турбіні і, по-друге, тяга двигуна дорівнює твору витрати повітря через двигун на різницю швидкості вильоту газів із сопла і швидкості польоту літального апарату, причому цей твір має оптимум і економічність двигуна визначається твором термічного і польотного ККД, знову-таки має свій оптимум.
У звичайній схемі ТРД збільшення термічного і польотного ККД знаходяться в технічному протиріччі один до одного. Дійсно, в ТРД чим більше тиск в камері згоряння (до певних меж, залежних від діабатіческіх ККД компресора і турбіни, а й від температури газів перед турбіною), тим і більше термічний ККД, в той час як найбільша величина польотного ККД може бути досягнута при можливості зміни швидкості вильоту газів із сопла і витрати повітря через двигун незалежно від термічного ККД. Це технічне протиріччя дозволяється в схемі двоконтурного турбореактивного двигуна (ДТРД), в якому призначення внутрішнього контуру досягнення максимального термічного ККД, а зовнішнього - досягнення максимального польотного ККД для заданої швидкості польоту.
Практикується зараз, в основному на ДТРД цивільних літаків, виконання зовнішнього контуру за аналогією з внутрішнім, тягне за собою різке збільшення ваги і вартості виготовлення двигуна на одиницю тяги за рахунок появи громіздких і дорогих вентиляторів і турбіни низького тиску його приводу, але цей недолік ліквідується в випадку виконання зовнішнього контуру ежекторного типу, як, наприклад, в двигуні за патентом Великобританії N 2190964 з пріоритетом від 1986 р якому кінетична енергія струменя газу внутрішнього контуру використовується в ежекторі для збільшення маси газу перед вихлопних соплом двигуна за рахунок підтискання повітря, що надходить в двигун через повітрозабірник.
Потужним засобом підвищення термічного ККД двигуна є введення регенерації тепла, зокрема, ще гарячого повітря за турбіною повітрю, стислому в компресорі, але зниження питомої витрати палива в цьому випадку дається ціною зниження питомої потужності двигуна і збільшення ваги двигуна за рахунок громіздких повітряних теплообмінників. Схема такого ТВД з регенерацією тепла показана, наприклад, в "Теорії ВРД" під редакцією С.М.Шляхтенко, М. Машинобудування, 1975 г. с.400
Як метод, що підвищує термічний ККД двигуна, можна розглядати використання палива не тільки в якості пального, а й робочого тіла для здійснення термодинамічних процесів. На рис.16, 10, стр. 492 "Теорія і розрахунок ВРД" під ред. С.М.Шляхтенко, М. Машинобудування, 1987 г. показана схема пароводородного ракетно-турбінного двигуна.
У пароводородном двигуні робочим тілом турбіни, що приводить в обертання компресор, служить газофіцірованний і підігрітий в газоводородном теплообміннику водень. Після розширення в турбіні водень змішується з повітрям, що надходить із компресора, і згорає в камері згоряння.
До недоліків цієї схеми двигуна можна віднести те, що: максимально можливий ступінь стиснення повітря в компресорі, а отже, перед соплом складає всього 
к = 5 (хоча до цієї задається величини термічний ККД його максимальний, з огляду на стиснення робочого тіла для турбіни в рідкому вигляді) і це при тому, що забезпечується стехиометрическое співвідношення водню з повітрям, а це не дозволяє регулювати тягу двигуна при сталості тиску в камері згоряння , а отже при незначній зміні термічного ККД; газифікація рідкого водню здійснюється не за рахунок уже менш цінного тепла за турбіною, а за рахунок тепла самого палива, що не дозволяє реалізувати регенерацію тепла, яка в інших схемах збільшує термічний ККД двигуна; на увазі не менш ніж в 38 разів меншого вагового витрати робочого тіла через турбіну в порівнянні з компресором, середній тиск повітря в якому трохи, вони повинні бути з'єднані між собою через редуктор.
Потужним засобом підвищення термічного ККД і питомої потужності двигуна є впорскування води на вхід і по тракту компресора (П.С.Полетавкін "парогазотурбінних установки", М. Наука, 1980 г. де на рис.2, стор.10 показана схема ГТД з уприскуванням води стосовно вироблення електроенергії, а на рис. 49, стор.97 принципова схема парогазотурбінного реактивного двигуна).
Впорскування води на вхід в компресор дозволяє зменшити кількість ступенів компресора, зменшити роботу стиснення повітря в компресорі, збільшити оптимальну з термічного ККД ступінь стиснення і питома підведення тепла, але найбільший ефект це дає при заданих великих ступенях підвищення тиску, які ще не характерні для сучасного двигунобудування , але саме впорскування води і дозволить вирішити проблему підвищення ступеня стиснення-розширення робочого тіла, в основному від якої і залежить термічний ККД двигуна.
Іншим потужним засобом збільшення оптимальної з термічного ККД, ступеня підвищення тиску за рахунок зменшення витрат механічної енергії на процес стиснення повітря є використання високопотенційне теплової енергії стехиометрического згоряння палива в процесі стиснення повітря для турбіни, причому без витрачання цього тепла в абсолютних величинах на процес стиснення, а тільки з необхідним зниженням температури газу перед турбіною, що дозволяє збільшити оптимальну по ККД ступінь підвищення тиску, спростити камеру згоряння, систему її охолодження і сам компресор, а головне збільшити загальний адіабатичний ККД процесу стиснення повітря в комбінованому компресорі навіть при знижених адиабатических ККД окремих його агрегатів , а отже, більш простих і дешевих.
Цей спосіб підвищення адіабатичного ККД процесу стиснення повітря стосовно енергоагрегатом був розроблений автором даного винаходу і викладено на стр.105-117 його поки неопублікованої роботи "ТРИЗ І ФВА на службі енергетики і транспорту, в тому числі і авіакосмічного", АНТК ім.А. Н.Туполева, 1992 г. Однак цей спосіб розроблений повторно, тому що експертиза відновила справедливість і вказала на те, що автором цього способу стиснення є засновник теорії повітряно-реактивних двигунів в Росії акад. Стєчкін Б.С. який ще в 1946 році запропонував схему реактивного двигуна, що реалізує цей метод стискування. Цей спосіб стиснення з невеликими модернізаціями присутній і в реактивному двигуні за заявкою ФРН N 3430221, опублікованій в 1986 р який за пропозицією експертизи і взятий в якості прототипу.
СУТНІСТЬ ВИНАХОДИ
Ці двигуни містять повітрозабірник, компресор, підключений до нього додатковий компресор, з'єднаний з камерою згоряння, турбіну приводу компресора, ежектор з активним соплом, виконаним у вигляді виходу з камери згоряння, і пасивним патрубком, підключеним до виходу з компресора, а вихідний патрубок ежектора з'єднаний з входом в турбіну.
Для ліквідації зазначених недоліків двигунів відомих схем за рахунок переваг двигунів уже інших відомих схем при об'єднанні їх в надсістему, пропонується ці конструктивні ознаки доповнити істотними ознаками, що полягають в тому, що двигун забезпечений теплообмінником випаровування або випаровування і ендотермічного розкладання палива і підігріву продуктів його розкладання, встановленим за турбіною, підключеної на вході до виходу з нагрівається середовищі теплообмінника, а на виході до форсунок камери згорання, лопатки турбіни приводу компресора виконані зі щілинами на передній кромці і їх порожнини підключені до виходу додаткової турбіни.
В окремому випадку, щоб узгодити агрегати по частоті обертання і не використовувати редуктори, пропонований двигун може бути доповнений суттєвою ознакою, що полягає в тому, що додаткові компресор і турбіна об'єднані в окремий турбокомпресор.
В окремому випадку двигун може бути доповнений і суттєвою ознакою, що полягає в тому, що він забезпечений водяними форсунками, встановленими на вході в компресор.
У такому поєднанні істотних ознак двигун може бути використаний в якості високоефективного ВМД для вироблення механічної енергії для отримання електричної енергії та приводу наземних і морських транспортних засобів, а у варіанті ТВД і повітряного транспорту.
Високий термічний, а отже, і ефективний ККД цього двигуна буде забезпечений за рахунок того, що в ньому може бути забезпечена практично необмежена ступінь підвищення тиску без зниження питомої роботи за рахунок:
- практично ізотермічного, а отже, з меншими витратами механічної енергії, стиснення повітря в основному компресорі при уприскуванні в нього води, що володіє найбільшою теплоємністю при її випаровуванні, що одночасно збільшує і кількість робочого тіла перед турбіною;
- практично ідеального дожимання повітря перед турбіною, еквівалентного використання як би компресора з адіабатичним ККД> 1, за рахунок застосування для цього простого по конструкції і малого по вазі ежектора ні, як зазвичай, як компресора, що володіє порівняно малим адиабатическим ККД, а в якості турбокомпресора , до складу якого входить високоефективна турбіна сопло ежектора (з адіабатичним ККД до 0,98), перед якою в камері згоряння може бути досягнута температура згоряння палива при стехиометрическом співвідношенні з повітрям (до 2500 o с), що дозволяє без будь-якого витрачання тепла (воно тільки з високотемпературного перетворюється в тепло з меншою температурою за рахунок розподілу його на велику масу і вже прийнятною для лопатки турбіни, призначеної для отримання механічної енергії з тепла), отримати ККД турбокомпресора в варіанті компресора більше 1, якщо варіант адіабатичного стиснення газу без незворотних втрат енергії вважати, що відбувається з ККД витрат механічної енергії рівним 1, що має місце насправді;
- використання скидного тепла газів за турбіною для регенеративного повернення назад в термодинамічний цикл, причому споживачем цього тепла є паливо, теплотворна здатність якого автоматично збільшується на ту ж величину, а це для метанолу складає до 27, а для рідкого водню до 6-8% від їх вихідної теплотворної здатності;
- використання газифікованих продуктів ендотермічного розкладання або випаровування палива, в якості не тільки пального і приймача регенеративного тепла в термодинамічний цикл, але і в якості робочого тіла, яке дозволяє реалізувати найбільш ефективний термодинамічний цикл безкомпресорні ВМД і забезпечити ефективне охолодження турбіни з одночасним найбільш ефективним ізотермічним розширенням особливо в двигуні з ренегератівним підведенням тепла, що дозволить довести ефективний ККД використання располагаемой енергії у вигляді офіційної нижчої теплотворної здатності палива, наприклад метанолу (метилового спирту СН 3 ОН, з нижчої теплотворної здатністю 20000 кДж / кг) -найбільш перспективного масового палива в механічну роботу до 0,8-0,9, а рідкого водню до 0,6-0,65, що природно робить пропоновану схему двигуна (і ці палива) і найбільш перспективною в якості внутрішнього контуру двоконтурних турбореактивних двигунів (ДТРД).
У зв'язку з цим двигун може бути доповнений істотними ознаками, що полягають в тому, що він забезпечений оточуючим його контуром у вигляді кожуха з утворенням другого контуру ежекторного типу і реактивним соплом, а між виходом турбіни і входом в теплообмінник встановлено сопло ежектора другого контуру.
Для форсування двигуна по реактивній тязі він може бути доповнений істотними ознаками, що полягають в тому, що він забезпечений форсажній камерою згоряння перед соплом ежектора другого контуру з форсунками, підключеними до виходу додаткової турбіни.
При такій схемі ДТРД за рахунок відсутності найбільш громіздких вентилятора і турбіни низького тиску його приводу при високому ефективному ККД внутрішнього контуру представляється можливим забезпечити одночасне виконання вимог по економічності і ваговими показниками двигуна при розширенні діапазону швидкостей польоту для його найбільш ефективного застосування.
На представленій схемі конструкція двигуна показана в варіанті двоконтурного турбореактивного двигуна (ДТРД).
Пропонований двигун у варіанті ДТРД має в своєму складі агрегати ДТРД звичайної схеми: повітрозабірник 1, загальний для зовнішнього 2 та внутрішнього 3 контурів, останній з яких включає в себе компресор 4, камеру згоряння 5 і турбіну 6 механічно пов'язану з компресором 4, а і камеру змішання 7 контурів і сопло 8.
 |
Конструктивна відмінність пропонованого ДТРД від відомих полягає в тому, що він має два ежектора дожимання повітря 9 і 10 відповідно внутрішнього 3 і зовнішнього 2 контурів, перший з яких складається з камери згоряння 5, яка виконує роль сопла ежектора 9, приєднаного до виходу компресора 4 через додатковий компресор 11, жорстко пов'язаний з додатковою газовою турбіною 12, вхід якої з'єднаний з виходом теплообмінника 13 випаровування і нагрівання або випаровування і ендотермічного розкладання на СО і Н 2 відповідно рідкого водню і метанолу, встановленого в камері змішання 7 зовнішнього і внутрішнього контурів 2 і 3, одночасно є і камерою змішання ежектора 10 зовнішнього контуру 2, багатосекційні (пелюсткове) сопло 14 якого через форсажну камеру 15 пов'язано з виходом турбіни 6, а вхід і вихід відповідно з повітрозабірником 1 і соплом 8. Вхід і вихід ежектора 9 дожимання повітря повідомлені відповідно з виходом компресора 4 і входом в турбіну 6, а вихід додаткової газової турбіни 12 з'єднаний форсунками 16 подачі газифікованого палива в камеру згоряння 5 і форсажну камеру 15, а і в порожнисті охолоджувані лопатки 17 турбіни 6 изотермического розширення, які на передніх крайках мають щілини 18 для виходу газоподібного палива в газоповітряний тракт турбіни 6. Вхід по нагрівається середовищі теплообмінника 13 пов'язаний з виходом паливного насоса 19, механічно пов'язаного з одним з двох валів турбокомпрессоpа ДТРД. Пропонований ДТРД працює наступним чином. Рідкі метанол або водень подаються насосом 19 в теплообмінник 13, де відповідно розкладаються і випаровуються, поглинаючи невикористане у внутрішньому контурі низькопотенційне тепло, але на цю ж величину збільшуючи і теплотворну здатність (на 27% для метанолу) вже газоподібного палива, яке до моменту початку горіння використовується ще і в якості додаткового робочого тіла на додатковій газовій турбіні 12, механічна енергія якої використовується для приводу додаткового компресора 11, який живить камеру згоряння 5, в якій паливо може згоряти при стехиометрическом співвідношенні з повітрям, в зв'язку з чим ежектор 9 починає виконувати роль теплової машини-турбокомпресора з ККД дожимання повітря перед турбіною 6 великим 1 без витрачання на це тепла, яке починає перетворюватися в механічну роботу вже на турбіні 6. |
З огляду на, що тиск газу на вході в турбіну 6 стає значно більше ніж на виході з компресора 4, тиск за турбіною 6 набагато збільшується, в тому числі і за рахунок відсутності турбіни низького тиску приводу вентилятора ДТРД звичайної схеми, що дозволяє зі значно більшим термічним ККД форсувати двигун знову-таки для підвищення ККД дожимання повітря другим ежектором 10 вже в зовнішньому контурі 2 до величини більшої 1, знову-таки без витрачання на це тепла, перетворення якого в потрібну нам роботу (кінетичну енергію реактивного струменя) здійснюється вже в соплі 8.
При цьому на одиницю тяги двигуна витрачається менша кількість палива як за рахунок підвищення ККД ежекторів в обох контурах, що працюють в якості компресорів, до величини більшої 1, так і регенерації низько потенційного, невикористаного у внутрішній контурі тепла назад в термодинамічний цикл не стиснутому в компресорі 4 повітрю , а на випаровування водню або ендотермічна (при 250 o С) розкладання метанолу, в результаті чого теплотворна здатність продуктів його розкладання збільшується на 27% і на цю ж величину зменшується абсолютна величина викиду тепла в атмосферу.
Важливим є і той факт, що, наприклад, частка метанолу як робоче тіло, що бере участь в термодинамічній циклі внутрішнього контуру двигуна може становити 13% при стехиометрическом співвідношенні з повітрям при працездатності продуктів його ендотермічного розкладання (СО і Н 2) в 79 / 29,3 2,7 рази більше ніж у повітря, що дозволяє замінити до 35% повітря в якості робочого тіла внутрішнього контуру особливо в якості активного робочого тіла ежекторів 9 і 10, на стиск якого в рідкому вигляді витрачається механічної енергії на кілька порядків менше, ніж для стиснення повітря, що в поєднанні з перегрівом його до максимально можливих температур дозволяє при максимально можливих ККД ежекторів отримати і великі коефіцієнти витрати ежекторів 9 і 10, від величини яких в прямій залежності знаходиться і ККД ежекторів-теплових машин-турбокомпресорів, корисна робота яких полягає в стисканні повітря без витрат теплової енергії, яка починає перетворюватися в механічну енергію на турбіні 6 і соплі 8.
Інакше кажучи, нерівність n + 1> 1 / 
ЕЖ буде дотримуватися в найбільшою мірою для підвищення ефективності ежекторного збільшувача реактивної тяги, в якості якого в кінцевому рахунку і виступають обидва ежектора 9 і 10 в пропонованому двигуні, але в новій якості, тому що ефективність цих увеличителей тяги (збільшувач працездатності вже більшої кількості повітря) не падатиме як у відомому збільшувачі реактивної тяги, а, навпаки, збільшуватися зі збільшенням швидкості польоту, тому що знаходяться вони між повітрозабірником 1 і соплом 8, де швидкості газу можна підтримувати на будь-якому рівні незалежно від швидкості польоту літального апарату, причому при тисках багато великих, ніж тиск навколишнього середовища.
трохи того, вже газоподібне паливо після додаткової турбіни 12, а отже, вже досить охолоджене, цілком може впоратися вже з функціями холодоагенту охолодження порожнистих лопаток 17 турбіни 6, в яких за рахунок підігріву знову відновлюються його вихідна теплотворна здатність, а витікання його через щілини 18 на передніх крайках лопаток турбіни 6 забезпечує порівняно холодний пристінковий шар газу на зовнішній поверхні лопаток 17, які починають виконувати роль і стабілізаторів полум'я при забезпеченні найбільш прийнятного для турбіни 6 ізотермічного розширення газу, коли все підводиться тепло безпосередньо перетворюється в механічну енергію тим більше, що після турбіни 6, так чи інакше, розташована форсажна камера 15, а за соплом 14 ежектора теплообмінник 13 регенеративного повернення тепла в термодинамічний цикл, що в максимальному ступені наближає, реалізований в двигуні термодинамічний цикл, до регенеративній циклу Карно і навіть покращуючи його за рахунок термодинамічних процесів , що здійснюються з самим паливом.
Важливим є і те, що настільки ефективний термодинамічний цикл відбувається при незрівнянно більш простих конструктивних засобах, ніж в ДТРД звичайної схеми, тому що в двигуні відсутні такі громіздкі і дорогі агрегати, як лопаточні вентилятор і турбіна низького тиску його приводу, камера згоряння спрощується, а через теплообмінник 13 проходить не більше 13% за вагою від ваги повітря, що проходить через внутрішній контур, дуже теплоємність робочого тіла-палива двигуна , наприклад метанолу, найдешевшого у виробництві і ендотермічна дуже теплоємність розкладання якого на Н 2 і СО відбувається при температурі всього 250 o С. Це дозволяє, як показують розрахунки, підвищити ефективний ККД перетворення його офіційної нижчої теплотворної здатності в механічну роботу до 0,8 -0,9, а це вже робить економічно вигідним використання його в якості найбільш масового палива не тільки для великої теплоенергетики та наземного транспорту, а й авіації незважаючи на те, що його вагова нижча теплотворна здатність в 2 рази менше ніж у гасу, при незрівнянно більшої ніж у гасу екологічності продуктів його згоряння і можливості отримати його з продуктів найбільш прийнятних по технологічності (в тому числі і за рахунок підземної газифікації) найменш цінних видів невідновлюваних і відновлюваних джерел вуглеводневої сировини, запасів якого на Землі вистачить на сотні років (вугілля, сланці , торф, біогаз, продукти газифікації і переробки будь рослинності).
ФОРМУЛА ВИНАХОДУ
Двигун, що містить повітрозабірник, компресор, підключений до нього додатковий компресор, з'єднаний з камерою згоряння, турбіну приводу компресора, ежектор з активним соплом, виконаним у вигляді виходу з камери згоряння, з пасивним патрубком, підключеним до виходу з компресора, і вихідним патрубком, сполученим з входом в турбіну, що відрізняється тим, що він забезпечений теплообмінником випаровування або випаровування і ендотермічного розкладання палива і підігріву продуктів його розкладання, встановленим за турбіною, і додаткової турбіною, підключеної на вході до виходу з нагрівається середовищі теплообмінника, і на виході до форсунок камери згоряння , лопатки турбіни приводу компресора виконані зі щілинами на передній кромці і їх порожнини підключені до виходу додаткової турбіни.
Двигун по п.1, що відрізняється тим, що додатковий компресор і турбіна об'єднані в окремий турбокомпресор.
Двигун по п.1, що відрізняється тим, що він забезпечений водяними форсунками, встановленими на вході в компресор.
Двигун по п. 1, який відрізняється тим, що він забезпечений оточуючим його кожухом, встановленим з утворенням другого контуру ежекторного типу і реактивним соплом, а між виходом турбіни і входом в теплообмінник встановлено сопло ежектора другого контуру.
Двигун по п.4, що відрізняється тим, що він забезпечений форсажній камерою згоряння, розташованої в порожнині сопла ежектора другого контуру і має форсунки, підключені до виходу додаткової турбіни.
Версія для друку
Дата публікації 27.12.2006гг
Коментарі
Коментуючи, пам'ятайте про те, що зміст і тон Вашого повідомлення можуть зачіпати почуття реальних людей, проявляйте повагу та толерантність до своїх співрозмовників навіть у тому випадку, якщо Ви не поділяєте їхню думку, Ваша поведінка за умов свободи висловлювань та анонімності, наданих інтернетом, змінює не тільки віртуальний, але й реальний світ. Всі коменти приховані з індексу, спам контролюється.