Патенты принадлежащие САФРАН ЭРКРАФТ ЭНДЖИНЗ (FR)

Группа изобретений относится к упрочняющей композитной вставке, которая может быть использована при изготовлении детали турбогенераторного двигателя.

Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск (1) турбины; выходной диск (5) турбины; кольцевой фланец (b); первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть (4), образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью.

Объектом изобретения является деталь (1) газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере первую и вторую лопатки (3, 3I, 3E) и площадку (2), начиная от которой выполнены лопатки (3, 3I, 3E), при этом площадка (2) имеет неосесимметричную поверхность (S), ограниченную первой и второй концевыми плоскостями (PS, PR) и образованную по меньшей мере тремя кривыми построения (РС-А, РС-С, PC-F) класса С1, каждая из которых отображает значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) по существу в плоскости, параллельной концевым плоскостям (PS, PR), в том числе первой кривой (РС-С), восходящей вблизи второй лопатки (3Е); второй кривой (PC-F), расположенной между первой кривой (РС-С) и задней кромкой (BF) первой и второй лопаток (3, 3I, 3E) и нисходящей вблизи второй лопатки (3Е); третьей кривой (РС-А), расположенной между первой кривой (РС-С) и передней кромкой (ВА) первой и второй лопаток (3, 3I, 3E) и имеющей минимум на уровне первой лопатки (3I).

Группа изобретений относится к контролю плотности энергии лазерного пучка при изготовлении детали селективным лазерным сплавлением.

Изобретение относится к узлу (1), содержащему выпускной картер (20), имеющий форму тела вращения вокруг оси (Х-Х), содержащий фланец (23) крепления на опоре (42), уплотнительную пластину (30) в виде тела вращения вокруг оси (Х-Х), при этом пластина установлена на фланце (23) крепления выпускного картера и имеет радиальное сечение, содержащее радиально внутреннюю концевую часть (32), радиально наружную концевую часть (34) и изгиб (31), расположенный между двумя концевыми частями, при этом указанные части образуют между собой угол, составляющий от 80 до 100 градусов, причем радиально наружная концевая часть имеет длину (L34) в осевом направлении, составляющую от 15 до 35% высоты (Н) пластины, измеренной в радиальном направлении вокруг оси вращения, при этом радиально наружная концевая часть проходит по существу параллельно указанной оси, и указанный изгиб открыт в сторону выхода относительно воздушного потока.

Диск ротора газотурбинного двигателя, имеющий пазы для установки ножек лопаток ротора в виде елочки, при этом каждый зуб имеет по существу по всему своему продольному размеру нарушение симметрии относительно радиальной срединной продольной плоскости.

Изобретение относится к системе (101, 102, 103) удержания по меньшей мере одной трубки, включающей в себя гребенку, содержащую планку и множество параллельных зубцов, перпендикулярных к планке.

Изобретение относится к способу электрохимического выполнения множества выемок (50) в диске (52) турбомашины. Способ включает стадии: позиционирования кольца (55) напротив первой поверхности (53) так, что центр кольца (55) находится на оси (Х) диска (52), при этом указанное кольцо (55) содержит внутреннюю поверхность (57), содержащую множество выступов (58) с формой, дополняющей форму подлежащих выполнению выемок (50); приведения в циркуляцию электролита вблизи выступов (58) кольца (55); включения первого поступательного движения кольца (55) вдоль оси (Х) диска (52) в направлении второй поверхности; включения вращения диска (52) вокруг оси (Х) диска (52); генерирования импульса электрического тока в электролите, когда кольцо (55) находится по существу на уровне первой поверхности, причем указанный импульс вызывает ионное растворение диска (52) на уровне выступов (58) кольца (55); уменьшения скорости вращения до первой уменьшенной скорости, когда кольцо (55) находится по существу на уровне первой поверхности (53), в течение первого периода времени; остановки первого поступательного движения кольца (55), когда кольцо (55) перемещено за вторую поверхность (54).

Изобретение относится к теплоизоляционным системам, в частности к термобарьерным покрытиям, и может быть использовано для защиты деталей авиационных и наземных турбин высокого давления.

Группа изобретений относится к способу запуска тестирования работы по меньшей мере одного вентилятора, выполненного с возможностью охлаждения вычислительных устройств турбореактивного двигателя летательного аппарата, модулю обработки данных (МТ), двум системам охлаждения по меньшей мере двух вычислительных устройств турбореактивного двигателя летательного аппарата.

Изобретение относится к системе (10) подачи текучей среды в турбомашину, а именно к системе (10) подачи, содержащей насосный блок (101) низкого давления, предназначенный для повышения давления жидкости, направляемой к нижнему по потоку контуру (50, 60).

Лопатка турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит контур охлаждения своего пера, в котором последовательно соединенные между собой полости выполнены так, что воздушный поток проходит радиально наружу вдоль стенки корытца внутри полостей корытца и радиально внутрь вдоль стенки спинки внутри полости спинки, отделенной от полостей корытца внутренней стенкой пера.

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28).

Изобретение относится к планетарному передаточному механизму для приведения во вращение первого лопастного узла газотурбинного двигателя, содержащему: зубчатое колесо, соединенное с ротором двигателя для того, чтобы быть приведенным во вращение; по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с зубчатым колесом; водило сателлитов и коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с сателлитом; при этом основное зубчатое колесо выполнено с возможностью соединения с ротором через шарнирное передаточное соединение постоянной угловой скорости.

Соединение для авиационного газотурбинного двигателя содержит опору подшипника качения и расположенный в ее внутреннем пространстве подшипник, вращающийся узел, содержащий первое зубчатое колесо и приводимый во вращение газогенератором двигателя, коробку отбора механической мощности, вал отбора механической мощности и средства монтажа коробки отбора механической мощности на опоре подшипника.

Изобретение относится к детали или узлу газотурбинного двигателя, содержащей по меньшей мере первую и вторую лопатки и площадку, от которой отходят лопатки.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя.

Корпус газотурбинного двигателя содержит кольцо, образованное соединением множества секторов. Секторы изготовлены за одно целое с расположенными на их поверхности элементами крепления при помощи литья.

Узел газотурбинного двигателя содержит две части, поддерживающие лопаточный венец газотурбинного двигателя, и систему стопорения частей для предотвращения их относительного поступательного перемещения в осевом и радиальном направлениях относительно оси газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к устройству уплотнения и к способу изготовления композитной лопатки турбомашины, а также к композитной лопатке турбомашины.

Изобретение относится к лазерной технике. Предложен способ маркировки поверхности механической детали предопределенной графикой, имеющей эффект голографического типа, характеризующийся использованием лазерного источника (14) для нанесения последовательности лазерных импульсов на наружную поверхность (10a) детали (10) для маркировки, с разными шаблонами (16), располагаемыми между лазерным источником и наружной поверхностью детали, при этом каждый шаблон содержит конкретный образ, а каждый лазерный импульс имеет плотность мощности по меньшей мере 20 МВт/см2 и длительность, меньшую или равную 100 нс.

Группа изобретений относится к средствам моделирования. Технический результат – повышение качества и точности моделирования части неосесимметричной поверхности участка детали.
Ступица выпускного корпуса газотурбинного двигателя содержит внутренний крепежный фланец, выполненный с возможностью крепления на подшипниковой опоре, кольцевую соединительную стенку, кольцевую внутреннюю стенку тракта, а также ряд ребер жесткости и первые участки стоек.

Настоящее изобретение относится к способу моделирования по меньшей мере части лопасти (2) некапотированного винта (1), имеющей законцовку (3).

Изобретение относится к устройству подвески газотурбинного двигателя летательного аппарата. Устройство (10) шарового шарнира для подвески газотурбинного двигателя к пилону или для подвески агрегата к корпусу газотурбинного двигателя содержит первый элемент (12), на конце которого установлена шаровая головка (14), второй элемент (18) с держателями (16,17), ось (30), проходящую через отверстие (28) шаровой головки.

Группа изобретений может быть использована для литья под давлением лопатки газотурбинного двигателя, выполненного из композиционного материала.

Изобретение относится к области контроля машин. Способ акустического анализа машины, включающий в себя получение, по меньшей мере, одного акустического сигнала, вызываемого, по меньшей мере, одним микрофоном, установленным внутри машины, при этом способ дополнительно содержит этапы, на которых: разделяют, по меньшей мере, один акустический сигнал на множество исходных источников звука, при этом указанный сигнал моделируют как смесь составляющих, каждая из которых соответствует одному исходному источнику звука, по меньшей мере, для одного из исходных источников звука определяют характеристическую акустическую сигнатуру, по меньшей мере, одну характеристическую акустическую сигнатуру сравнивают, по меньшей мере, с одной контрольной акустической сигнатурой, записанной в базе контрольных данных.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами.

Изобретение относится к диску вентилятора турбореактивного двигателя, через который протекает поток газов в одном направлении протекания.

Изобретение относится к турбомашине (30), включающей в себя: ступень компрессора и ступень турбины, при этом каждая ступень содержит по меньшей мере один диск (42); и трубчатый кожух (33) вала (31), расположенный вдоль оси (32) турбомашины, причем кожух (33) содержит по меньшей мере одну лапку (40), проходящую от наружной радиальной поверхности (41) кожуха напротив диска (42) и выполненную с возможностью вхождения в контакт с диском (42), когда кожух (33) вращается вокруг оси (32) турбомашины.

Изобретение относится к системе дистанционной связи, выполненной с возможностью встраивания в летательный аппарат (1А, 1B, 1С), содержащий по меньшей мере один винт (50А, 50B, 50С) двигателя с множеством лопастей (52А, 52B, 52С), выполненный с возможностью вращения относительно неподвижного модуля (10А, 10B, 10С) летательного аппарата вокруг оси (X) двигателя.

Изобретение относится к впрыску топлива в камеру сгорания двигателя, в частности авиационного двигателя, а также относится к питанию топливом форсунок камеры сгорания с обеспечением низкой степени выброса оксидов азота.

Группа изобретений может быть использована для литья под давлением лопатки газотурбинного двигателя, выполненного из композиционного материала.

Изобретение относится к устройству подвески газотурбинного двигателя летательного аппарата. Устройство (10) шарового шарнира для подвески газотурбинного двигателя к пилону или для подвески агрегата к корпусу газотурбинного двигателя содержит первый элемент (12), на конце которого установлена шаровая головка (14), второй элемент (18) с держателями (16,17), ось (30), проходящую через отверстие (28) шаровой головки.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами.

Изобретение относится к области контроля машин. Способ акустического анализа машины, включающий в себя получение, по меньшей мере, одного акустического сигнала, вызываемого, по меньшей мере, одним микрофоном, установленным внутри машины, при этом способ дополнительно содержит этапы, на которых: разделяют, по меньшей мере, один акустический сигнал на множество исходных источников звука, при этом указанный сигнал моделируют как смесь составляющих, каждая из которых соответствует одному исходному источнику звука, по меньшей мере, для одного из исходных источников звука определяют характеристическую акустическую сигнатуру, по меньшей мере, одну характеристическую акустическую сигнатуру сравнивают, по меньшей мере, с одной контрольной акустической сигнатурой, записанной в базе контрольных данных.

Изобретение относится к впрыску топлива в камеру сгорания двигателя, в частности авиационного двигателя, а также относится к питанию топливом форсунок камеры сгорания с обеспечением низкой степени выброса оксидов азота.

Изобретение относится к диску вентилятора турбореактивного двигателя, через который протекает поток газов в одном направлении протекания.

Изобретение относится к турбомашине (30), включающей в себя: ступень компрессора и ступень турбины, при этом каждая ступень содержит по меньшей мере один диск (42); и трубчатый кожух (33) вала (31), расположенный вдоль оси (32) турбомашины, причем кожух (33) содержит по меньшей мере одну лапку (40), проходящую от наружной радиальной поверхности (41) кожуха напротив диска (42) и выполненную с возможностью вхождения в контакт с диском (42), когда кожух (33) вращается вокруг оси (32) турбомашины.

Изобретение относится к системе дистанционной связи, выполненной с возможностью встраивания в летательный аппарат (1А, 1B, 1С), содержащий по меньшей мере один винт (50А, 50B, 50С) двигателя с множеством лопастей (52А, 52B, 52С), выполненный с возможностью вращения относительно неподвижного модуля (10А, 10B, 10С) летательного аппарата вокруг оси (X) двигателя.

Изобретение относится к области контроля машин. Способ акустического анализа машины, включающий в себя получение, по меньшей мере, одного акустического сигнала, вызываемого, по меньшей мере, одним микрофоном, установленным внутри машины, при этом способ дополнительно содержит этапы, на которых: разделяют, по меньшей мере, один акустический сигнал на множество исходных источников звука, при этом указанный сигнал моделируют как смесь составляющих, каждая из которых соответствует одному исходному источнику звука, по меньшей мере, для одного из исходных источников звука определяют характеристическую акустическую сигнатуру, по меньшей мере, одну характеристическую акустическую сигнатуру сравнивают, по меньшей мере, с одной контрольной акустической сигнатурой, записанной в базе контрольных данных.

Изобретение относится к впрыску топлива в камеру сгорания двигателя, в частности авиационного двигателя, а также относится к питанию топливом форсунок камеры сгорания с обеспечением низкой степени выброса оксидов азота.

Изобретение относится к диску вентилятора турбореактивного двигателя, через который протекает поток газов в одном направлении протекания.

Изобретение относится к турбомашине (30), включающей в себя: ступень компрессора и ступень турбины, при этом каждая ступень содержит по меньшей мере один диск (42); и трубчатый кожух (33) вала (31), расположенный вдоль оси (32) турбомашины, причем кожух (33) содержит по меньшей мере одну лапку (40), проходящую от наружной радиальной поверхности (41) кожуха напротив диска (42) и выполненную с возможностью вхождения в контакт с диском (42), когда кожух (33) вращается вокруг оси (32) турбомашины.

Изобретение относится к системе дистанционной связи, выполненной с возможностью встраивания в летательный аппарат (1А, 1B, 1С), содержащий по меньшей мере один винт (50А, 50B, 50С) двигателя с множеством лопастей (52А, 52B, 52С), выполненный с возможностью вращения относительно неподвижного модуля (10А, 10B, 10С) летательного аппарата вокруг оси (X) двигателя.

Способ вырезания предварительно отформованной заготовки включает съемку изображения заготовки и обработку изображения заготовки, причем заготовка предназначена для изготовления детали турбомашины и образована тканьем множества нитей плетения, включающих визуально различимые нити, в соответствии с контуром вырезания, рассчитанным по модели заготовки, в которой нити плетения имеют эталонное расположение.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способу оценки релевантной точки на кривой для обнаружения аномалии двигателя.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к системам заправки ракетным топливом (РТ) космического аппарата (КА). Система питания РТ КА содержит бортовое устройство (100), включающее корпус (110) с отверстием (112) питания, ведущим к бортовому баку (120), и клапан (134), выполненный с возможностью выборочного перекрывания или открывания указанного отверстия (112) питания, и наземное устройство (200), содержащее трубопровод (210) питания со свободным концом (212), корпус (240) органа управления, окружающий указанный свободный конец (212) трубопровода (210) питания и снабженный приводом (250).

Изобретение относится к детали или узлу газотурбинного двигателя, содержащей лопатки и площадку, от которой отходят лопатки.
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх