Патенты принадлежащие САФРАН ХЕЛИКОПТЕР ЭНДЖИНЗ (FR)
Изобретение относится к металлургии, а именно к суперсплавам на основе никеля, и может быть использовано в авиационной промышленности, в частности, для изготовления монокристаллических лопаток газотурбинного двигателя.
СИСТЕМА ОТДЕЛЕНИЯ МАСЛА ИЗ СМЕСИ ВОЗДУХ/МАСЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ УПЛОТНЕНИЙ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2745767
Объектом изобретения является система отделения масла из смеси воздух/масло (11,12), предназначенной для герметизации герметизированных полостей (13) газотурбинного двигателя. При этом упомянутая система содержит по меньшей мере один центробежный дегазатор (20), по меньшей мере один механический блок (30) газотурбинного двигателя, содержащий множество механических деталей (21,22), по меньшей мере одна из которых механически соединена с приводным валом упомянутого дегазатора (20) для его приведения во вращение, при этом упомянутый блок (30) выполнен с возможностью содержать масляный туман (39) для смазки упомянутых механических деталей (21,22).
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок многовинтовых летательных аппаратов. Гибридная силовая установка (30) для многовинтового винтокрылого воздушного судна (10) содержит двигатель (22) внутреннего сгорания, электрогенератор (20), выпрямительное устройство (34) для преобразования переменного тока в постоянный ток, средство преобразования, выполненное с возможностью преобразования постоянного тока в переменный ток, и электрическую сеть (44), соединяющую выпрямительное устройство со средством преобразования.
Изобретение касается электрического привода для входных направляющих лопаток газотурбинного двигателя, причем электрический привод (100) содержит фиксированный участок (104), прикрепленный к стационарному участку двигателя, и подвижный участок (102), который механически соединен с входными направляющими лопатками, стационарные электромагниты (108a-108h), равномерно распределенные по периферии подвижного участка и прикрепленные к фиксированному участку, и подвижные электромагниты (110a-110h), расположенные между стационарными электромагнитами, причем каждый подвижный электромагнит (110a-110h) прикреплен с обеих сторон к первому и второму пьезоэлектрическим элементам (114a-114h и 116a, 116h), подвижные электромагниты и первый и второй пьезоэлектрические элементы имеют степень свободы перемещения относительно указанного подвижного участка.
Изобретение относится к способу и системе мониторинга состояния вертолетов, определения степени сложности полетов, позволяющих построить типы полетов и связывать степень сложности с каждым из типов полетов.
Группа изобретений относится к системе и способу регулирования температуры топлива для питания теплового газотурбинного двигателя, силовой установке, содержащей газотурбинный двигатель. Система содержит контур питания топливом, электронный модуль, источник энергии для электронного модуля, теплообменник.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Тяга (40) с регулируемой длиной для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет общую удлиненную форму и содержит два противоположных продольных конца (42,50) для крепления на соединяемых элементах.
Изобретение относится к системе (20) подачи топлива для турбомашины. Система (20) подачи содержит контур (120) стартера, по меньшей мере одно первое гидравлическое сопротивление (124, 136) и контур (130) продувки.
Изобретение может быть использовано в газотурбинных двигателях. Форсунка (1) камеры сгорания газотурбинной установки содержит систему (5) подачи текучей среды, корпус (4) форсунки, форсуночную головку (6), привод (7).
Изобретение относится к области электротехники. Технический результат – повышение эффективности и технологичности конструкции.
Изобретение относится к области авиации, в частности к вспомогательным системам привода воздушного винта. Вспомогательная система механического привода соединительного вала (8) пропульсивной системы вертолета содержит гидравлический двигатель (7), механически соединенный с упомянутым соединительным валом (8), гидравлический контур (10) питания жидкостью под давлением упомянутого гидравлического двигателя (7), гидравлический вентиль (11) быстрого открывания по команде, установленный на гидравлическом контуре, пирогидравлический аккумулятор (9), управляемый блоком (12) управления и соединенный с упомянутым гидравлическим вентилем (11).
Изобретение относится к устройству (2) улавливания частиц для газотурбинного двигателя, причем эти частицы содержатся в воздушном потоке, циркулирующем внутри газотурбинного двигателя, в частности в воздушном потоке, проходящем через обходную зону (17) камеры (13) сгорания указанного газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям аварийных систем, обеспечивающих безопасную посадку вертолетов. Вертолет содержит конструктивный каркас (5), по меньшей мере один несущий и движущий винт (10), соединенный с указанным конструктивным каркасом (5), и приводную систему для приведения в движение упомянутого несущего винта (10), содержащую трансмиссионную коробку (11) передачи мощности и по меньшей мере один главный двигатель (12a,12b).
Изобретение может быть использовано в газотурбинных двигателях. Узел газотурбинного двигателя (1) включает в себя опору (4), выступающий элемент (10), гайку (3) и устройство (8, 9) для ограничения ослабления гайки относительно опоры (4).
Кольцевой камере (10) сгорания, содержащей первую кольцевую стенку (12) и вторую кольцевую стенку (13), коаксиальные вокруг одной оси (Х), дно (14) камеры, соединяющее первую и вторую стенки (12,13), и множество форсунок (16).
Изобретение относится к получению защищающего от эрозии покрытия на деталях авиационного двигателя. Предложен способ изготовления детали (1) авиационного двигателя, содержащей по меньшей мере металлическую подложку (2) и присутствующее на подложке защитное покрытие (3), которое включает по меньшей мере одну фазу (4), содержащую по меньшей мере хром с содержанием в атомных процентах, превышающим или равным 45%, и углерод с содержанием в атомных процентах в диапазоне от 5% до 20%, причем указанная фаза содержит карбиды хрома Cr7С3 и Cr23С6.
СИСТЕМА СГОРАНИЯ ПРИ ПОСТОЯННОМ ОБЪЕМЕ ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2717473
Система (3; 46; 62) сгорания при постоянном объеме для турбомашины содержит множество камер (11-14) сгорания, равномерно распределенных вокруг продольной оси (АХ), коллектор (7; 42) для подвода сжатого воздуха, канал (4; 47) отведения, средство синхронизации для синхронизации впуска сжатого воздуха в каждую камеру (11-14) сгорания из выхода коллектора (7; 42) и выпуска газообразных продуктов сгорания из каждой камеры (11-14) сгорания в канал (4; 47) отведения.
Лопатка направляющего соплового аппарата газотурбинного двигателя оснащена системой охлаждения, содержащей вставку, устройство отбора. Вставка расположена внутри внутренней полости лопатки, соединена с входом охлаждающего воздуха лопатки и выполнена с возможностью охлаждения поверхности внутренней полости лопатки.
Модуль (4) камеры сгорания турбомашины содержит множество камер (7) сгорания, предусматривающих сгорание при постоянном объеме, распределенных вокруг оси вращения (T) турбомашины, выше по потоку от упомянутого множества камер (7) сгорания, предкамеру (6), выполненную с возможностью выработки горячих газообразных продуктов сгорания, подаваемых в упомянутое множество камер (7) сгорания, предусматривающих сгорание при постоянном объеме, чтобы обеспечить воспламенение этих продуктов, посредством системы (8) типа центробежного распределителя.
Изобретение относится к воздушным винтам авиационных двигателей. Устройство регулирования воздушного винта с переменным углом установки лопастей авиационного двигателя содержит первый гидромеханический механизм (10) автоматического регулирования шага лопастей винта и второй гидромеханический механизм (20) автоматического регулирования скорости вращения винта, единый электромеханический привод (30).
МАГНИТОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР // 2708386
Изобретение относится к электротехнике, к магнитогидродинамическим генераторам. Технический результат состоит в расширении эксплуатационных возможностей.
Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Cиловая установка (10) содержит газотурбинный двигатель (12), винт (14), вращающуюся электрическую машину (16).
Изобретение относится к газотурбинному двигателю для вертолета, содержащему корпус, в котором расположены газогенератор и турбина, установленные на валу мощности. Имеются средства обратимого встраивания вала мощности внутрь корпуса редуктора, в котором установлено по меньшей мере одно зубчатое колесо 1-й понижающей ступени редуктора.
Изобретение относится к области распознавания символьных данных. Технический результат заключается в повышении надежности сбора и записи данных отчета летательного аппарата.
ОГРАНИЧИТЕЛЬ РАСХОДА // 2704590
Изобретение относится к ограничителю расхода, который содержит корпус (1), содержащий вход (2) среды и выход (3) среды. Причем в указанном корпусе установлена труба (5) для циркуляции среды, содержащая группу камер, имеющих различные сечения, и соединенная с одной стороны с входом среды и с выходом среды с другой стороны.
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, в частности к газотурбинным двигателям, содержащим свободную турбину, один из опорных подшипников которой вынесен в редуктор. Объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий картер, в котором расположены газогенератор и свободная турбина, установленная на силовом валу.
ЛОПАТКА СОПЛОВОГО АППАРАТА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, СОДЕРЖАЩАЯ ВСТАВКУ С ИЗМЕНЯЮЩЕЙСЯ ГЕОМЕТРИЕЙ // 2704511
Лопатка (10) соплового аппарата (8) газотурбинного двигателя (1) содержит перо (12), содержащее стенку (16) корытца и стенку (14) спинки, и вставку (20), расположенную между стенкой (16) корытца и стенкой (14) спинки.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для прохождения заходящей детали. Указанная заходящая деталь содержит в своей части, находящейся внутри камеры сгорания, по меньшей мере одно отверстие, выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе заходящей детали.
Система рекуперации энергии отработавших газов по меньшей мере одного газотурбинного двигателя содержит турбину, компрессор, первый и второй теплообменники, вентилятор. Турбина установлена с возможностью вращения вокруг рекуперационного вала и выполнена с возможностью отбора, по меньшей мере, части отработавших газов, называемой отбираемыми газами, и с возможностью расширения отбираемых газов для получения газов, расширенных до давления ниже атмосферного давления.
Изобретение относится к устройствам быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета. Устройство содержит пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем для его приведения во вращение с целью обеспечения его реактивации; пневматический аккумулятор, связанный с упомянутой пневматической турбиной через пневматический контур питания газом под давлением упомянутой пневматической турбины; управляемый пневматический вентиль быстрого открывания, установленный на пневматическом контуре между упомянутым аккумулятором и упомянутой пневматической турбиной и выполненный с возможностью перехода по команде по меньшей мере в одно открытое положение, в котором газ может питать упомянутую пневматическую турбину, или в закрытое положение, в котором упомянутая пневматическая турбина перестает получать питание газом под давлением.
ТОРСИОМЕТР ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ДЕФОРМАЦИИ // 2703610
Изобретение относится к торсиометру, содержащему корпус (12), в котором может поступательно перемещаться подвижный элемент (14), перемещающийся в продольном направлении под воздействием осевого давления, представляющего предназначенный для измерения момент вращения.
Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащего газогенератор, оснащенный приводным валом и выполненный с возможностью работы в дежурном режиме в ходе устоявшегося полета вертолета, включает съемный корпус, содержащий выходной вал, и управляемые средства приведения во вращение выходного вала корпуса.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок вертолетов. Многодвигательная силовая система вертолета содержит газотурбинные двигатели (1,2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности, и бортовую сеть (7) низкого постоянного напряжения, предназначенную для питания устройств вертолета во время полета.
Изобретение относится к способу уведомления о разрешении полностью отключить газотурбинный двигатель летательного аппарата. Так, способ применяется после обнаружения (E10), что двигатель перешел к скорости холостого хода, и содержит: a) этап (E20) оценки для использования значения первого рабочего параметра двигателя, чтобы оценивать значение для второго параметра T45MG, характеризующего тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию; b) этап (E30) сравнения для сравнения значения второго параметра T45MG с предварительно определенным пороговым значением T45thresh, соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части; и c) этап (E50) уведомления для уведомления о разрешении полностью отключать двигатель, если значение второго параметра T45MG ниже значения предварительно определенного порогового значения T45trhesh, иначе повторение этапов a)-c).
Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей. Механический предохранитель выполнен с возможностью жесткой установки в газотурбинном двигателе между приводным механическим органом, называемым ведущим органом (8,9), и исполнительным механическим органом, называемым ведомым органом (10), каждый из которых вращается вокруг одной и той же оси (7) вращения.
Устройство управления энергетической сетью летательного аппарата, включающей множество единиц энергетического оборудования, содержит модуль (40) выбора по меньшей мере одной цели (19) оптимизации из множества заданных целей, модуль (42) приема данных об оборудовании, модуль (41) приема данных о летательном аппарате и модуль (43) определения, исходя из данных (21) об оборудовании и данных (20) о летательном аппарате, установочных рабочих параметров (22) энергетического оборудования, подходящих для достижения по меньшей мере одной выбранной цели (19) оптимизации.
Группа изобретений относится к устройству и способу регулирования вспомогательного двигателя, конструкции многомоторного самолета, вертолету, содержащему такую конструкцию. Устройство регулирования вспомогательного двигателя содержит газогенератор, свободную турбину, пропорционально-интегральный регулятор, выполненный с возможностью приема сигнала, характеризующего погрешность скорости свободной турбины вспомогательного двигателя.
КАМЕРА ПОДВОДА ВОЗДУХА // 2693345
Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя.
Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата содержит газотурбинные двигатели со свободной турбиной и газогенераторами.
Объектом изобретения является архитектура силовой системы многомоторного вертолета, содержащего газотурбинные двигатели (1, 2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности, содержащая гибридный газотурбинный двигатель (1), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета; блок (5, 6) быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы; вспомогательную силовую установку (11), соединенную с блоком (5, 6) повторного запуска через первый преобразователь (10) переменного напряжения в постоянное и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на упомянутый блок (5, 6) повторного запуска для выхода соответствующего упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) из упомянутого дежурного режима.
Объектом изобретения является структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели (5, 6), отличающаяся тем, что включает в себя: по меньшей мере один гибридный газотурбинный двигатель (5), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели (6) работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета; воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5) и выполненную с возможностью приведения в действие этого газогенератора (17); средства отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6) и трубопровод (31) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутую воздушную турбину (30).
Изобретение относится к конструкции силовой установки многодвигательного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели, соединенные с редуктором силовой трансмиссии, отличающейся тем, что она содержит, по меньшей мере, один гибридный газотурбинный двигатель (20), который способен функционировать, по меньшей мере, в одном режиме ожидания во время установившегося полета с крейсерской скоростью вертолета; по меньшей мере, две проверочных цепи (30; 40) каждого гибридного газотурбинного двигателя (20); причем каждая цепь (30; 40) содержит электрическую машину (31; 41), соединенную с гибридным газотурбинным двигателем (20) и приспособленную для приведения его газогенератора во вращение, и, по меньшей мере, один источник (33; 43) электропитания этой электрической машины (31; 41); причем каждая цепь (30; 40) повторного приведения в действие рассчитана таким образом, чтобы имелась возможность перевода упомянутого газотурбинного двигателя (20), по меньшей мере, в один рабочий режим из множества предварительно заданных режимов.
СПОСОБ ОБРАБОТКИ ОТ КОРРОЗИИ И ИЗНОСА // 2687637
Изобретение относится к области гальванотехники и может быть использовано в области аэронавтики. Способ нанесения покрытия на подложку из алюминия или алюминиевого сплава включает окисление, формирующее оксидный слой, имеющий толщину в диапазоне от 2 до 12 мкм, обработку золь-гелем, формирующую слой золь-геля, осуществляемую после стадии окисления, механическую обработку, в ходе которой по меньшей мере один участок, подлежащий обработке, подвергают механической обработке так, чтобы устранить на этом участке слой золь-геля и оксидный слой, осуществляемой после стадии обработки золь-гелем, и твердое окисление, формирующее твердый оксидный слой, осуществляемое после стадии механической обработки, в котором обработку золь-гелем осуществляют на оксидном слое без предварительного заполнения этого слоя и в котором в ходе стадии обработки золь-гелем золь-гель проникает в поры оксидного слоя.
Компрессор (10') газотурбинного двигателя, содержащий по меньшей мере один кольцевой ряд лопаток (12) статора с изменяемым углом установки, причем эти лопатки являются, по существу, радиальными и содержат на своих радиальных концах цапфы (22, 24), при этом радиально наружные цапфы лопаток установлены в первых отверстиях корпуса (20) статора и радиально внутренние цапфы установлены во вторых отверстиях плавающего кольца (60), которое окружает ротор (18) компрессора, отличающийся тем, что между плавающим кольцом и ротором компрессора вставлена кольцевая деталь (62) статора, и тем, что между деталью статора и ротором компрессора установлены первые уплотнительные средства и между плавающим кольцом и деталью статора установлены вторые уплотнительные средства.
Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, свободную турбину, стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и устройство спонтанного механического соединения газогенератора и свободной турбины.
Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности.
ЭНДОСКОП И СПОСОБ ЕГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ // 2686393
Изобретение относится к области контроля механических деталей и, в частности, к эндоскопу (1), выполненному с возможностью использования для частотного контроля труднодоступной детали, а также к способу использования этого эндоскопа (1), который содержит эндоскопическую головку (2), устройство (3) отображения изображений, снимаемых через указанную эндоскопическую головку (2), и удлиненный элемент (4), соединяющий эндоскопическую головку (2) с устройством (3) отображения, при этом эндоскопическая головка (2) содержит также устройство (7) частотного контроля, содержащее по меньшей мере один датчик (10) вибраций, предназначенный для улавливания вибрационного ответа объекта частотного контроля.
Устройство (100) помощи во вращении газогенератора для двигателя (GT1) со свободной турбиной воздушного судна, имеющего по меньшей мере два двигателя (GT1, GT2) со свободными турбинами, при этом устройство содержит машину (D1) электрического стартера для обеспечения помощи газогенератору первого двигателя (GT1), использующую энергию, вырабатываемую машиной (G2) электрического генератора, приводимой в движение вторым двигателем (GT2), устройство, дополнительно содержащее по меньшей мере один элемент (S1) накопления электроэнергии, электрически соединенный с указанной машиной (D1) электрического стартера для обеспечения импульса поддержки упомянутому газогенератору.
