Двухконтурный турбореактивный двигатель
Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, сообщенный наружным и внутренним газотурбинным контурами через камеру смешения с общей турбиной привода компрессора, отличающийся тем, что, с целью повышения экономичности в широком диапазоне режимов, наружный контур снабжен обводным каналом с реактивным соплом на выходе и регулирующей двухпозиционной заслонкой на входе для разделения контуров при открытии канала.
Похожие патенты:
Воздушно-реактивный двигатель // 68037
Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
