RU2458234C1 - Method of operating gas turbine engine - Google Patents
Method of operating gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2458234C1 RU2458234C1 RU2011116435/06A RU2011116435A RU2458234C1 RU 2458234 C1 RU2458234 C1 RU 2458234C1 RU 2011116435/06 A RU2011116435/06 A RU 2011116435/06A RU 2011116435 A RU2011116435 A RU 2011116435A RU 2458234 C1 RU2458234 C1 RU 2458234C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- fuel
- line
- heat exchanger
- suction
- Prior art date
Links
Landscapes
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам работы газотурбинных двигателей, предназначенных для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах, летающих при высоких скоростях (M>2,3).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to methods of operating gas turbine engines intended for operation on supersonic aircraft flying at high speeds (M> 2.3).
Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающего маслосистему, содержащую нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания (патент RU №2328609, F02C 7/06, 2008 г.).A known method of operation of an aircraft gas turbine engine, comprising an oil system comprising a pressure pump with suction and discharge lines, an overflow valve connected to the system in parallel with the pump, and a fuel-oil heat exchanger installed in the discharge line (patent RU No. 23228609, F02C 7/06, 2008 .).
Недостатком известного двигателя является недостаточно высокая стабильность его работы и возможность перегрева масла в экстремальных условиях работы двигателя с разложением части масла, возможность образования хлопьев от пригара при перегреве выше критической температуры (≈200°С), что может привести к выходу из строя маслосистемы и двигателя в целом и ограничивает надежность и сроки его работы без профилактики и ремонта.A disadvantage of the known engine is the insufficiently high stability of its operation and the possibility of oil overheating under extreme engine operating conditions with decomposition of part of the oil, the possibility of flocs from burning during overheating above a critical temperature (≈200 ° C), which can lead to failure of the oil system and engine in general, and limits the reliability and timing of its work without prevention and repair.
Задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя в сложных условиях эксплуатации на летательном аппарате и в стационарных условиях в качестве силового привода газоперекачивающих установок.The objective of the present invention is to increase the reliability of a gas turbine engine in difficult operating conditions on an aircraft and in stationary conditions as a power drive of gas pumping units.
Поставленная задача решается за счет того, что в способе работы газотурбинного двигателя, согласно изобретению, двигатель выполнен двухконтурным, содержащим турбокомпрессорную группу, включающую установленный в подшипниках ротор, в котором соосно установлены с возможностью передачи крутящего момента попарно соединенные валами турбины и компрессоры низкого и высокого давления; основную и вариантно форсажную камеры сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, в том числе в составе последней, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, которые соединены с блоком приводных агрегатов и турбокомпрессорной группой магистралями всасывания и нагнетания масла, к последней из которых подключены перепускной клапан, установленный параллельно нагнетающему насосу, и топливомасляный теплообменник, закоммутированный с магистралью так, что выход из него параллельно подсоединен к входу в перепускной клапан, а выход из последнего подключен к полости всасывания нагнетающего насоса параллельно магистрали всасывания масла, кроме того, подшипники и блок приводных агрегатов снабжены масляными полостями, сообщенными с магистралью нагнетания масла, а масляная система снабжена воздухоотделительными устройствами и маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания через маслозаборник, при этом при запуске двигателя одновременно включают в работу топливную систему, одну или обе камеры сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос, последовательно пропуская поток через топливомасляный теплообменник, после которого поток разделяют на две части, предпочтительно, большую из которых направляют к масляным полостям подшипников и блока приводных агрегатов, после которых возвращают в маслобак посредством блока откачивающих насосов и магистрали всасывания, очищая при этом от примеси воздуха упомянутыми воздухоотделительными устройствами, а другую часть потока, охлажденную топливом в упомянутом теплообменнике, через перепускной клапан направляют к полости всасывания нагнетающего насоса, минуя всасывающую магистраль.The problem is solved due to the fact that in the method of operation of a gas turbine engine, according to the invention, the engine is double-circuit, containing a turbocompressor group including a rotor mounted in bearings, in which turbines and low and high pressure compressors paired with shafts are coaxially mounted ; the main and optional afterburner of the combustion chamber, a jet nozzle, an automatic control system, as well as its subordinate air supply and engine cooling systems and pumped fuel and oil hydraulic systems, including at least one charge pump and a unit evacuation pumps that are connected to the drive unit block and the turbocompressor group with oil suction and discharge lines, the last of which is connected to a bypass valve installed parallel to the discharge pump, and the fuel-oil heat exchanger, connected to the line so that the outlet from it is parallel connected to the inlet to the bypass valve, and the outlet from the latter is connected to the suction cavity of the discharge pump parallel to the oil intake line, in addition, the bearings and the block of drive units are equipped with oil cavities in communication with the oil injection line, and the oil system is equipped with air separation devices and an oil tank in communication with the suction line through the oil the intake, in this case, when the engine is started, the fuel system, one or both combustion chambers are simultaneously activated, the air supply and engine cooling systems are activated and the oil is pumped into the system through the discharge pump, sequentially passing the flow through the fuel-oil heat exchanger, after which the flow is divided into two parts, preferably the largest of which are directed to the oil cavities of the bearings and the block of drive units, after which they are returned to the oil tank by means of the pumping unit nipples and suction lines, while cleaning from air impurities by the said air separation devices, and the other part of the stream, cooled by fuel in the said heat exchanger, is directed through the bypass valve to the suction cavity of the discharge pump, bypassing the suction line.
При этом масляную систему могут наделять стояночным клапаном, который устанавливают на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.In this case, the oil system can be provided with a parking valve, which is installed on the discharge line after the discharge pump in the direction of the oil flow.
Масляную систему могут наделять, по меньшей мере, одним масляным фильтром, который устанавливают на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.The oil system may be provided with at least one oil filter, which is installed on the discharge line in front of the fuel-oil heat exchanger.
Воздухоотделительные устройства могут включать разделитель воздуха, установленный в верхней части масляного бака.Air separation devices may include an air separator mounted on top of the oil tank.
Воздухоотделительные устройства масляной системы могут включать суфлер для отвода воздуха, установленный на магистрали всасывания и сообщенный с масляной полостью блока приводных агрегатов.Air separation devices of the oil system may include a breather for exhaust air mounted on the suction line and in communication with the oil cavity of the drive unit block.
Подачу масла в масляные полости подшипников и блока приводных агрегатов могут осуществлять через форсунки, установленные на концах участков каналов, сообщающих указанные полости с магистралью нагнетания масла.Oil can be supplied to the oil cavities of the bearings and the drive unit block through nozzles installed at the ends of the channel sections communicating these cavities with the oil injection line.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в повышении надежности и стабильности работы двигателя за счет более стабильной работы масляной системы во всем диапазоне допустимых температур, что достигается понижением рабочей температуры масла в топливомасляном теплообменнике при одновременном подогреве топлива, что повышает КПД двигателя.The technical result provided by the given set of features is to increase the reliability and stability of the engine due to more stable operation of the oil system in the entire range of permissible temperatures, which is achieved by lowering the operating temperature of the oil in the fuel-oil heat exchanger while heating the fuel, which increases the efficiency of the engine.
Сущность изобретения поясняется фиг.1, где изображена принципиальная схема газотурбинного двигателя с масляной системой.The invention is illustrated in figure 1, which shows a schematic diagram of a gas turbine engine with an oil system.
В способе работы газотурбинного двигателя предложенный двигатель 1 выполнен двухконтурным и содержит турбокомпрессорную группу, включающую установленный в подшипниках 2 ротор, в котором соосно установлены с возможностью передачи крутящего момента попарно соединенные валами турбины 3 и компрессоры 4 низкого и высокого давления (условно показана одна пара турбина-компрессор). Газотурбинный двигатель содержит также камеру 5 сгорания, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя 1 и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Масляная система содержит, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, которые соединены с блоком приводных агрегатов и турбокомпрессорной группой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла. К магистрали нагнетания масла подключены перепускной клапан 11, установленный параллельно нагнетающему насосу 7, и топливомасляный теплообменник 12, закоммутированный с магистралью 10 нагнетания так, что выход из него параллельно подсоединен к входу в перепускной клапан 11, а выход из последнего подключен к полости 13 всасывания нагнетающего насоса 7 параллельно магистрали 9 всасывания масла. Подшипники 2 и блок приводных агрегатов снабжены масляными полостями 14, 15, 16 и 17 соответственно, сообщенными с магистралью 10 нагнетания масла. Масляная система снабжена воздухоотделительными устройствами, маслобаком 18, сообщенным с магистралью 9 всасывания через маслозаборник 19.In the method of operation of a gas turbine engine, the proposed engine 1 is double-circuit and contains a turbocompressor group including a rotor installed in bearings 2, in which turbines 3 and low and high pressure compressors 4 are connected coaxially with the possibility of transmitting torque (one pair of turbine is conventionally shown compressor). The gas turbine engine also contains a combustion chamber 5, a jet nozzle 6, an automatic control system, as well as its subordinate air supply and cooling systems of the engine 1 and fuel and oil hydraulic systems equipped with pumping groups. The oil system comprises at least one charge pump 7 and a pumping unit 8, which are connected to the drive unit and the turbocompressor group by the suction and discharge lines of oil 9 and 10, respectively. The bypass valve 11 is connected to the oil injection line, installed parallel to the discharge pump 7, and the fuel-oil heat exchanger 12, connected to the discharge line 10 so that the outlet from it is connected in parallel to the inlet to the bypass valve 11, and the outlet from the latter is connected to the suction cavity 13 of the injection pump 7 parallel to the oil suction line 9. The bearings 2 and the drive unit block are provided with oil cavities 14, 15, 16 and 17, respectively, in communication with the oil injection line 10. The oil system is equipped with air separation devices, an oil tank 18 in communication with the suction line 9 through the oil intake 19.
При запуске двигателя 1 одновременно включают в работу топливную систему, одну или обе камеры 5 сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос 7, последовательно пропуская поток через топливомасляный теплообменник 12. После теплообменника 12 поток разделяют на две части. Предпочтительно, большую часть потока направляют к масляным полостям 14, 15, 16 и 17 подшипников 2 и блока приводных агрегатов, после которых возвращают в маслобак 18 посредством блока 8 откачивающих насосов и магистрали 9 всасывания, очищая при этом от примеси воздуха упомянутыми воздухоотделительными устройствами. Другую часть потока, охлажденную топливом в упомянутом теплообменнике 12, через перепускной клапан 11 направляют к полости 13 всасывания нагнетающего насоса 7, минуя магистраль 9 всасывания.When starting the engine 1, the fuel system, one or both combustion chambers 5 are turned on at the same time, the air supply and engine cooling systems are activated, and oil is pumped into the system through the charge pump 7, sequentially passing the stream through the fuel-oil heat exchanger 12. After the heat exchanger 12, the stream is divided into two parts. Preferably, most of the flow is directed to the oil cavities 14, 15, 16 and 17 of the bearings 2 and the drive unit block, after which it is returned to the oil tank 18 by means of the pumping unit 8 and the suction line 9, while cleaning the air from these air separation devices. The other part of the stream, cooled by fuel in said heat exchanger 12, through the bypass valve 11 is directed to the suction cavity 13 of the discharge pump 7, bypassing the suction line 9.
Масляная система снабжена стояночным клапаном 20, который устанавливают на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока и, по меньшей мере, одним масляным фильтром 21, который устанавливают на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником 12.The oil system is equipped with a parking valve 20, which is installed on the discharge line 10 after the discharge pump 7 in the direction of the oil flow and at least one oil filter 21, which is installed on the discharge line 10 in front of the fuel-oil heat exchanger 12.
Воздухоотделительные устройства включают разделитель 22 воздуха, установленный в верхней части масляного бака 18.Air separation devices include an air separator 22 mounted on top of the oil tank 18.
Воздухоотделительные устройства масляной системы включают суфлер 23 для отвода воздуха, установленный на магистрали 9 всасывания и сообщенный с масляной полостью 17 блока приводных агрегатов.Air separation devices of the oil system include a breather 23 for exhaust air mounted on the suction line 9 and in communication with the oil cavity 17 of the drive unit block.
Подачу масла в масляные полости 14, 15, 16 и 17 подшипников и блока приводных агрегатов осуществляют через форсунки, установленные на концах участков каналов, сообщающих указанные полости с магистралью 10 нагнетания масла.The oil is supplied to the oil cavities 14, 15, 16 and 17 of the bearings and the drive unit block through nozzles installed at the ends of the duct sections communicating these cavities with the oil injection line 10.
Работает двигатель следующим образом.The engine operates as follows.
При запуске двигателя 1 одновременно включают в работу топливную систему, камеру 5 сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос 7.When starting the engine 1, the fuel system and the combustion chamber 5 are simultaneously turned on, the air supply and engine cooling systems are activated, and oil is pumped into the system through the pressure pump 7.
При работе двигателя масло из масляного бака 18 через маслозаборник 19 поступает на вход нагнетающего насоса 7 по магистрали 9 всасывания и подается им в магистраль 10 нагнетания. Под действием давления масла, создаваемого нагнетающим насосом 7, открывается стояночный клапан 20, и масло через фильтр 21 проходит на вход топливомасляного теплообменника 12. На выходе из теплообменника 12 поток масла раздваивается и до 85% масла по магистрали 10 нагнетания подается к форсункам в масляные полости 14, 15, 16 и 17, а ≈15÷25% охлажденного масла через магистраль 24 подводится к входу перепускного клапана 11.When the engine is running, oil from the oil tank 18 through the oil intake 19 is fed to the inlet of the charge pump 7 along the suction line 9 and is supplied by it to the discharge line 10. Under the influence of the oil pressure created by the injection pump 7, the parking valve 20 opens, and the oil passes through the filter 21 to the inlet of the fuel-oil heat exchanger 12. At the outlet of the heat exchanger 12, the oil flow is bifurcated and up to 85% of the oil is fed through the injection line 10 to the nozzles into the oil cavities 14, 15, 16 and 17, and ≈15 ÷ 25% of the cooled oil through the line 24 is supplied to the inlet of the bypass valve 11.
Из перепускного клапана 11 масло по магистрали 25, минуя магистраль 9 всасывания, сразу же попадает во всасывающую полость 13 нагнетающего насоса 7, поскольку давление масла на выходе из клапана значительно выше давления масла в магистрали 9 всасывания (оно может быть ниже атмосферного). Горячий воздух, попадающий в масляный бак 18 через разделитель 22 воздуха, и воздух, проникающий через уплотнения в проточной части двигателя в масляные полости 14, 15, 16 и 17, будет удален в атмосферу через суфлер 23.From the bypass valve 11, the oil on line 25, bypassing the suction line 9, immediately enters the suction cavity 13 of the discharge pump 7, since the oil pressure at the outlet of the valve is much higher than the oil pressure in the suction line 9 (it can be lower than atmospheric). Hot air entering the oil tank 18 through the air separator 22, and air entering through the seals in the engine duct into the oil cavities 14, 15, 16 and 17, will be removed into the atmosphere through a breather 23.
Таким образом, за счет более стабильной работы масляной системы во всем диапазоне допустимых температур, достигаемой понижением рабочей температуры масла в топливомасляном теплообменнике при одновременном подогреве топлива, повышается КПД двигателя и надежность его работы.Thus, due to more stable operation of the oil system in the entire range of permissible temperatures, achieved by lowering the operating temperature of the oil in the fuel-oil heat exchanger while heating the fuel, the engine efficiency and its reliability are increased.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011116435/06A RU2458234C1 (en) | 2011-04-26 | 2011-04-26 | Method of operating gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011116435/06A RU2458234C1 (en) | 2011-04-26 | 2011-04-26 | Method of operating gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2458234C1 true RU2458234C1 (en) | 2012-08-10 |
Family
ID=46849648
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011116435/06A RU2458234C1 (en) | 2011-04-26 | 2011-04-26 | Method of operating gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2458234C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2630928C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-09-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Operation method for propulsion motor gearbox (pmg) of twin-shaft double-flow turbojet engine (tje); operation method of tje pmg plunger pump and plunger pump implementing this method; operation method of engine tje pmg centrifugal pump and engine centrifugal pump implementing this method; operation method of tje pmg oil pump block and oil pump block, implementing this method |
| RU2630927C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-09-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Operation method for propulsion motor gearbox (pmg) of twin-shaft double-flow turbojet engine (tje) and pmg, implementing this method; operation method for tje pmg regulator pump and regulator pump, implementing this method, operation method for tje pmg thrust augmentor pump and thrust augmentor pump, implementing this method; operation method for tje pmg centrifugal breather and centrifugal breather, implementing this methodd |
| RU2635227C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-11-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Propulsion units case (puc) of turbojet engine, puc assembly of turbojet engine (versions) |
| RU2656478C1 (en) * | 2017-06-20 | 2018-06-05 | Публичное акционерное общество "ОДК- Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК- УМПО") | Turbojet engine (tje) propulsion units box (pub) operation method and pub operating by this method (options), method of tje pu afterburner pump operation and the afterburner pump operating by this method |
| RU2747706C2 (en) * | 2016-12-14 | 2021-05-13 | Сафран Эйркрафт Энджинз | Liquid circuit in gas turbine engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2277175C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Oil system of gas-turbine engine with free turbine |
| RU2287074C2 (en) * | 2004-12-20 | 2006-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Device to control oil system of gas-turbine |
| RU2328609C1 (en) * | 2006-11-28 | 2008-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Aviation gas turbine engine oil system |
| EP2136050A2 (en) * | 2007-09-06 | 2009-12-23 | Open Joint Stock Company "Russian Railways" | Gas turbine plant |
-
2011
- 2011-04-26 RU RU2011116435/06A patent/RU2458234C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2277175C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Oil system of gas-turbine engine with free turbine |
| RU2287074C2 (en) * | 2004-12-20 | 2006-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Device to control oil system of gas-turbine |
| RU2328609C1 (en) * | 2006-11-28 | 2008-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Aviation gas turbine engine oil system |
| EP2136050A2 (en) * | 2007-09-06 | 2009-12-23 | Open Joint Stock Company "Russian Railways" | Gas turbine plant |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2747706C2 (en) * | 2016-12-14 | 2021-05-13 | Сафран Эйркрафт Энджинз | Liquid circuit in gas turbine engine |
| RU2630928C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-09-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Operation method for propulsion motor gearbox (pmg) of twin-shaft double-flow turbojet engine (tje); operation method of tje pmg plunger pump and plunger pump implementing this method; operation method of engine tje pmg centrifugal pump and engine centrifugal pump implementing this method; operation method of tje pmg oil pump block and oil pump block, implementing this method |
| RU2630927C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-09-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Operation method for propulsion motor gearbox (pmg) of twin-shaft double-flow turbojet engine (tje) and pmg, implementing this method; operation method for tje pmg regulator pump and regulator pump, implementing this method, operation method for tje pmg thrust augmentor pump and thrust augmentor pump, implementing this method; operation method for tje pmg centrifugal breather and centrifugal breather, implementing this methodd |
| RU2635227C1 (en) * | 2016-12-29 | 2017-11-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Propulsion units case (puc) of turbojet engine, puc assembly of turbojet engine (versions) |
| RU2656478C1 (en) * | 2017-06-20 | 2018-06-05 | Публичное акционерное общество "ОДК- Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК- УМПО") | Turbojet engine (tje) propulsion units box (pub) operation method and pub operating by this method (options), method of tje pu afterburner pump operation and the afterburner pump operating by this method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8844258B2 (en) | Systems and methods for de-icing a gas turbine engine inlet screen and dehumidifying inlet air filters | |
| US6865891B2 (en) | Gas turbine engine | |
| CN103140651B (en) | System for pressurising the bearing chambers of turbine engines machines using air taken from the intake duct | |
| JP6431725B2 (en) | System and method for deicing a gas turbine engine intake screen and dehumidifying an intake air filter | |
| RU2458234C1 (en) | Method of operating gas turbine engine | |
| EP2507486B1 (en) | Method of operating turbocharged piston engine | |
| CN103703228A (en) | Method for operating a static gas turbine, and intake duct for intake air of a gas turbine | |
| US20150247455A1 (en) | External core gas turbine engine assembly | |
| RU2458233C1 (en) | Gas turbine engine | |
| CN203847276U (en) | Combustion engine | |
| RU2402686C1 (en) | Aircraft gas turbine engine oil system | |
| RU113539U1 (en) | FUEL AIRCRAFT SYSTEM | |
| RU2567530C1 (en) | Method for increasing gas turbine engine output power in operation | |
| US20020127122A1 (en) | Compressor system for producing compressed air | |
| GB735874A (en) | Improvements relating to gas-turbine engine fuel systems | |
| WO2013024199A3 (en) | Method of operating an internal combustion engine and an internal combustion engine arrangement | |
| RU2825682C1 (en) | Gas turbine engine air system | |
| RU2324064C1 (en) | Energy gas-turbine power plant | |
| EP3029282A1 (en) | An aircraft | |
| RU2312239C1 (en) | Power plant of gas-turbine locomotive | |
| US20230358174A1 (en) | Aircraft fuel pumping system | |
| RU2374468C1 (en) | Gas turbine for gas-compressor plant | |
| RU2334885C1 (en) | Heat-recovery gas turbine power plant | |
| RU2656540C1 (en) | Gas turbine turboshaft automotive radial engine with centrifugal gases outflow and its operation method | |
| RU2379533C1 (en) | Gas turbine unit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |