Патенты автора БЮНЕЛЬ Жак Марсель Артюр (FR)
Группа изобретений относится к устройству (2) охлаждения воздушными струями картера турбины, предпочтительно турбины низкого давления, газотурбинного двигателя. Техническим результатом является повышение эффективности охлаждения. Сущность изобретений заключается в том, что газотурбинный двигатель содержит камеру (3) питания сжатым воздухом и по меньшей мере две изогнутые охлаждающие трубы (40), расположенные с двух сторон от указанной камеры (3) вокруг и на расстоянии от части картера и имеющие отверстия (41) для нагнетания воздуха. При этом указанная камера содержит, в частности, дно (31) и две продольные боковые стенки (32, 33), и в этом дне выполнены отверстия для нагнетания воздуха. Это устройство отличается тем, что каждая из указанных боковых стенок продолжена наружу по меньшей мере одной моноблочной трубчатой муфтой, с которой соединена охлаждающая труба, при этом дно муфты находится на том же уровне, что и указанное дно камеры, в месте их соединения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к энергетике. Устройство (2) впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащее топливную форсунку, по меньшей мере один первый элемент (21), установленный на топливной форсунке, и по меньшей мере один второй элемент (27, 28), установленный на донной стенке (6) камеры сгорания. Первый элемент содержит радиальный выступающий край (25), подвижный в радиальной канавке второго элемента (27, 28), который ограничен кожухом (27) и замыкающим кольцом (28), приваренным внутри кожуха (27). Также представлена турбомашина, которая содержит по меньшей мере одно устройство впрыска воздуха и топлива. Изобретение позволяет уменьшить массу и габаритный размер узла. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию для охлаждения этой стенки. Мультиперфорация образована микроперфорациями, площадь сечения которых меньше, чем площадь каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом, и которые распределены в форме кольцевого ряда выше по потоку и кольцевого ряда ниже по потоку, сформированных на стороне выше по потоку и стороне ниже по потоку, соответственно от ряда впускных отверстий охлаждения воздухом, и по меньшей мере одного промежуточного кольцевого ряда, прерываемого этими впускными отверстиями охлаждения воздухом. Для каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом геометрическое соотношение определено как частное от деления максимального расстояния между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси стенки, на максимальное расстояние между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси стенки. Геометрическое отношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения больше или равно 1. Геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения. Изобретение улучшает охлаждение перфорации вокруг отверстий охлаждения простыми, экономичными и эффективными средствами. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
СИСТЕМА ВПРЫСКА ТОПЛИВА ДЛЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ И СПОСОБ СБОРКИ ТАКОЙ СИСТЕМЫ ВПРЫСКА // 2578775
Изобретение относится к энергетике. Система впрыска топлива для турбореактивного двигателя, включающая в себя неподвижную часть и скользящую траверсу, дополнительно содержащую центрирующий конус, предназначенный для центрирования инжектора топлива относительно системы впрыска, причем неподвижная часть и скользящая траверса проходят по оси отсчета, причем неподвижная часть содержит полость, ограниченную в осевом направлении дном и закрывающим желобом, при этом скользящая траверса имеет реборду, содержащуюся в полости. Система впрыска топлива дополнительно включает в себя упругие средства, расположенные в полости так, чтобы оказывать усилие на реборду, способные препятствовать вибрирующим микроперемещениям скользящей траверсы относительно неподвижной части в отсутствии термического расширения. Также представлены камера сгорания, а также двигатель летательного аппарата, содержащие систему впрыска топлива согласно изобретению, а также способ сборки системы впрыска топлива. Изобретение позволяет повысить сопротивление износу инжектора. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.
Изобретение относится к турбомашинам, в частности к компрессорам турбомашин. Узел состоит из диффузора и спрямляющего устройства для потока воздуха на выходе из центробежного компрессора турбомашины, причем указанный диффузор имеет, по существу, форму двойного кольцевого диска, ориентированного радиально, а указанное спрямляющее устройство представляет собой двойную тороидальную деталь, расположенную в продолжение двойного диска диффузора и изогнутую для отвода потока воздуха в заднем по потоку направлении турбомашины. Изобретение отличается тем, что указанное спрямляющее устройство закрепляют на указанном диффузоре посредством соединения, установленного в непосредственной близости от поверхности контакта этих двух деталей и демонтируемого при помощи стандартного инструмента, исключая любые другие поддерживающие средства. Изобретение направлено на снижение трудозатрат при установке и демонтаже. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Камера сгорания газотурбинного двигателя имеет стенку, вентиляционный канал, жестко соединенный с этой стенкой. Вентиляционный канал образует полость для свечи зажигания, открывающуюся в камеру сгорания. Направляющая свечи установлена в вентиляционном канале таким образом, что она является подвижной в поперечном направлении относительно оси вентиляционного канала и имеет направляющий свечу участок цилиндрической стенки и уплотняющий заплечик, установленный в упор, скользящий по поверхности упора вентиляционного канала. В направляющей свечи предусмотрена камера охлаждения с отверстиями для подачи воздуха, охлаждающего указанную камеру. Камера охлаждения выполнена так, чтобы обеспечить охлаждение путем воздействия на стенку свечи, расположенной в направляющей свечи. При этом камера охлаждения расположена между направляющим участком цилиндрической стенки и камерой сгорания и имеет охлаждающий участок цилиндрической стенки, выполненный между направляющим участком цилиндрической стенки и уплотняющим заплечиком. Изобретение направлено на поддержание оптимального охлаждения вне зависимости от фазы полета летательного аппарата и термических различий между камерой сгорания и картером, к которым она приводит. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Устройство стабилизации факела пламени для форсажной камеры турбореактивного двигателя двухконтурной конструкции, содержащего первый (3) и второй (5) кольцевые внутренние контуры, между которыми располагается проход (4) для первичного потока, и наружный кольцевой контур (2), который образует совместно с указанным выше первым внутренним кольцевым контуром (3) проход (1) для вторичного потока, содержащее, по меньшей мере, одну опору стойки (8), изготовленную из металлического материала и предназначенную для крепления к указанному выше наружному кольцевому контуру (2) посредством верхней платины (9), и, по меньшей мере, одну стойку стабилизатора факела пламени (7). Стойка стабилизатора факела пламени (7) имеет моноблочную конструкцию, изготовленную из композитного материала и выполненную в виде двух жестко соединенных между собой стенок (28a, 28b), расположенных таким образом, что они образуют горловину с профилем, имеющим, по существу, форму буквы V. Верхние части (31а, 31b) указанных стенок, располагающиеся во вторичном потоке, несут на себе средства крепления (34a, 34b) к опоре стойки (8). Верхние части (31a, 31b) стенок (28а, 28b) являются плоскими и располагаются одна напротив другой. Изобретение направлено на улучшение конструкции за счет применения стоек стабилизатора факела пламени, обладающих более высокой механической стойкостью. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, который имеет канал для нагревания первичного газового потока с устройством инжекции топлива и средствами защиты для устройства инжекции топлива
