Патенты автора ДЕ СУЗА Марио Сезар (FR)
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.
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.
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2457400
Изобретение относится к области газовых турбин, а более конкретно касается конструкции камеры сгорания, содержащей стенки, выполненные из композитного материала с керамической матрицей (Ceramic Matrix Composite - CMC)
Изобретение относится к турбореактивным или турбовинтовым авиационным двигателям
