Патенты автора ЛЕЙКО Маттье (FR)
Настоящее изобретение относится к области камер сгорания газотурбинных двигателей летательного аппарата типа камер сгорания, имеющих постоянный объем. Модуль (10) сгорания газотурбинного двигателя, в частности особенно газотурбинного двигателя летательного аппарата, выполненный для осуществления сгорания в постоянном объеме, содержащий по меньшей мере две камеры сгорания (12а, 12b), расположенные вокруг оси, каждая камера (12А, 12В, 12С) содержит впускное отверстие (16) для впуска сжатого газа и выпускное отверстие (18) для выпуска сгоревших газов, и средство зажигания, инициирующее горение в камерах (12А, 12В, 12С) сгорания. Модуль (10) содержит, по меньшей мере, один канал (80), выполненный с возможностью соединения первой из камер (12А) сгорания с, по меньшей мере, второй камерой (12B) сгорания для инжектирования сгоревших газов из первой камеры (12А) сгорания в указанную вторую камеру (12В) сгорания, чтобы инициировать горение в указанной второй камере (12В) сгорания. Таким образом, изобретение дает возможность просто и надежно управлять зажиганием камер (12) модуля (10) сгорания с постоянным объемом камер сгорания, расположенных радиально. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 18 ил.
Модуль (10) сгорания газотурбинного двигателя, в частности авиационного газотурбинного двигателя, выполнен с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме и содержит по меньшей мере одну камеру (12) сгорания, расположенную вокруг оси (А). Камера (12) содержит проход (16) впуска сжатого газа и проход (18) выпуска отработавших газов, соответствующий вращающийся впускной (28)/выпускной (30) клапан, связанный соответственно каждый с впускным (16) и выпускным (18) проходом и коаксиальный с упомянутой осью (А). Каждый впускной (16)/выпускной (18) проход выполнен с возможностью открывания или закрывания вращающимся впускным (28)/выпускным (30) клапаном. Модуль (10) содержит множество камер (12) сгорания, распределенных в угловом направлении равномерно вокруг упомянутой оси (А). Впускные проходы (16) камер (12) сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном (28). Выпускные проходы (18) камер (12) сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном (30) в соответствии с циклом, содержащим фазу впуска свежего воздуха и продувания отработавших газов, фазу сгорания и фазу выпуска. Изобретение направлено на повышение герметичности вращающихся клапанов. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.
Сужающееся-расширяющееся сопло турбомашины содержит кольцевой центральный конструктивный элемент и кольцевой кожух, коаксиально размещенный вокруг центрального конструктивного элемента таким образом, чтобы ограничивать вместе с ним кольцевой канал потока газов двигателя. Между критическим сечением сопла и сечением истечения сопла наружный профиль центрального конструктивного элемента и внутренний профиль кожуха сформированы, в продольном сечении, посредством кривых линий, радиусы кривизны которых имеют значение производной второго порядка функции y(x), определяющей форму указанных кривых линий, относительно осевого положения вдоль соответствующей кривой линии. Соответствующие радиусы кривизны кривых линий идентичны по абсолютной величине. Другие изобретения группы относятся к двухконтурному турбореактивному двигателю и турбовинтовому двигателю, содержащему указанное выше сопло. Группа изобретений позволяет повысить аэродинамические характеристики сопла. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату. Система крепления содержит опору, задние крепежные элементы и задний закрывающий элемент опоры. Задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки. Каждая стенка имеет первую часть (42а), проходящую вдоль и вблизи опоры и проходящую в заднем направлении, и вторую часть (42b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки к ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы. Каждая вторая часть (42b) боковой стенки заднего закрывающего элемента имеет по существу форму выпуклости и соединена с первой частью боковой стенки. Изобретение позволяет уменьшить удельный расход топлива. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
