Патенты принадлежащие ТУРБОМЕКА (FR)

Газотурбинная установка содержит ступень сжатия воздуха, имеющую по меньшей мере одно рабочее колесо компрессора, входной воздушный трубопровод, связанный с упомянутой ступенью сжатия, первое уплотнительное устройство, расположенное между передним участком рабочего колеса компрессора и входным воздушным трубопроводом и содержащее по меньшей мере одну уплотнительную прокладку, канал транспортировки воздуха, сжимаемого рабочим колесом.

Изобретение относится к области турбинных двигателей. Способ регулирования по меньшей мере одного двигателя, который содержит компрессор, камеру сгорания, первую и вторую турбины ниже по потоку от камеры сгорания, первый вращающийся вал, удерживающийся с возможностью вращения, по меньшей мере, с упомянутым компрессором и упомянутой первой турбиной, второй вращающийся вал, удерживающийся с возможностью вращения со второй турбиной, причем второй вращающийся вал, тем не менее, может свободно вращаться относительно первого вращающегося вала, включает в себя регулятор для управления подачей топлива к камере сгорания.

Устройство слива текучих сред для авиационного двигателя, содержащее коллектор, выполненный с возможностью сбора текучих сред, сливаемых из двигателя, содержащее средства откачки текучих сред, содержащихся в коллекторе, и удаления этих текучих сред, и средства контроля, выполненные с возможностью оповещения о ненормальном сборе текучих сред коллектором, причем эти средства контроля выполнены с возможностью активации, когда расход собираемых текучих сред превышает пропускную способность средств откачки.

Система запуска турбинного двигателя содержит аккумуляторную батарею, стартер постоянного тока, электронный вычислитель регулирования, редуктор трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства, газогенератор, который в свою очередь содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления вместе со свободной турбиной.

Способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оснащенный камерой (СС) сгорания, при этом каждый из этих газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельно работать в постоянном полетном режиме, а другой газотурбинный двигатель (2, 1) находится при этом в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью и с включенной камерой (СС) сгорания, причем этот режим сверхмалого газа поддерживают посредством механического приведения во вращение вала (АЕ) газогенератора в этом режиме таким образом, чтобы снизить рабочую температуру и расход топлива этого газогенератора.

Изобретение относится к области турбинных двигателей и, конкретнее, к двигателю, содержащему по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания; первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала; приводное устройство для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для того, чтобы удерживать первую турбину и компрессор во вращении при погашенной камере сгорания; и контур смазки для смазки двигателя.

Предложен ротор с лопатками, содержащий диск ротора, имеющий две передние поверхности и наружную периферийную поверхность, выемки, образованные на наружной периферийной поверхности и открывающиеся на одну из передних поверхностей.

Изобретение относится к области турбинных двигателей. В двигателе, содержащем, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания, первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала, приводное устройство) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для того, чтобы удерживать первую турбину и компрессор во вращении при погашенной камере сгорания..

Изобретение относится к способу лазерной сварки и лазерной сварочной головке (1), закрепленной под фокусирующей линзой. Лазерная сварочная головка включает в себя по меньшей мере одно кольцевое сопло (5) для нагнетания защитного газа и защитную камеру (3) для защиты фокусирующей линзы посредством поперечного потока воздуха.

Группа изобретений относится к турбомашине, центробежному компрессору, центробежному двухкаскадному компрессору и осевому компрессору. Турбомашина содержит картер с внутренней стенкой, образующей стенку воздушного тракта, и по меньшей мере одно отверстие, которое проходит через картер, входит в указанный воздушный тракт и образует проход для эндоскопа, причем отверстие во время работы турбомашины закрыто пробкой, которая имеет участок концевой поверхности в продолжение внутренней стенки.

Изобретение относится к корпусу воздухозаборника для турбомашины, и, более точно, к корпусу воздухозаборника, имеющему форсунки для впрыскивания очищающего вещества. Корпус (10) воздухозаборника турбомашины содержит внутреннюю кольцевую стенку (12) и наружную кольцевую стенку (14), образующие воздушный проход (16), и по меньшей мере две форсунки для впрыска очищающего вещества.

Изобретение относится к кольцу турбины для турбомашины, в частности для вертолета. Согласно изобретению это кольцо турбины содержит цилиндрическую опору и один или множество секторов, образующих венец, сконфигурированный для создания секции воздушного канала, при этом каждый сектор прикреплен к опоре крепежным устройством, в котором анкерное устройство содержит анкерную часть.

Изобретение относится к стенду для испытаний на малоцикловую усталость и, возможно, на комбинированную малоцикловую и многоцикловую усталость для воспроизведения опоры деталей газотурбинного двигателя, такой как опора по меньшей мере одной ножки лопатки на опорную шейку ячейки диска ротора.

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки.

Описан роторно-статорный агрегат для газотурбинного двигателя, причем агрегат содержит лопатку (2) ротора, имеющую слой (8) керамического материала, образующий истирающее покрытие, нанесенное на ее законцовку, причем упомянутый слой состоит в основном из диоксида циркония и имеет коэффициент пористости, меньший или равный 15%; и статор (4), расположенный вокруг лопатки ротора и предусмотренный с обращенным к законцовке лопатки ротора слоем (6) керамического материала, образующим истираемое покрытие, причем упомянутый слой состоит в основном из диоксида циркония и имеет коэффициент пористости в диапазоне 20-50%, с порами, имеющими размер, меньший или равный 50 мкм.

Изобретение относится к способу и системе запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, по меньшей мере один стартер, связанный с упомянутым валом таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A). Устройство (13) содержит бак (14) охлаждающей жидкости, первый контур (16A) впрыска, соединенный с упомянутым баком (14) и ведущий к по меньшей мере одной форсунке(22), выполненной с возможностью установки выше по потоку от по меньшей мере одной ступени (8) компрессора первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к устройству зажигания двигателя. Устройство зажигания двигателя содержит по меньшей мере две свечи, источник питания, первый канал для питания первой свечи и второй канал для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы соединены с источником питания через средства распределения питания, управляемые системой управления типа FADEC, при этом упомянутые средства распределения содержат первую цепь для поочередного питания упомянутого первого канала или упомянутого второго канала и вторую цепь для одновременного питания упомянутых первого и второго каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь, либо вторую цепь.

Изобретение относится к системе кондиционирования кабины летательного аппарата. Система кондиционирования воздуха для герметизированной кабины летательного аппарата содержит модуль (3) отбора воздуха, выполненный с возможностью отбора окружающего воздуха снаружи летательного аппарата, модуль (5) сжатия воздуха, выполненный с возможностью сжатия отбираемого потока (F1) воздуха, и модуль (10) охлаждения воздуха, выполненный с возможностью охлаждения потока (F2, F3) сжатого воздуха при помощи криогенной текучей среды.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок вертолетов. Вертолет содержит вспомогательный двигатель, подключенный с возможностью непосредственного участия в подаче механической или электрической движущей и электрической недвижущей энергии летальному аппарату.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Воздухозаборник вертолетного газотурбинного двигателя содержит компрессор и канал для подачи воздуха на компрессор, кромки (30, 32) и противообледенительную решетку (36).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дренажных систем авиационных двигателей. Коллектор (4) двигателя вертолета содержит внешнюю продольную стенку (41) и две закрытые концевые стенки (42, 43), продольную ось симметрии (X’X), наклоненную восходящим образом, патрубок (51-53), предназначенный для соединения со сливными дренажами, и связь (54), соединенную с соплом выброса газов (5) и соединенную с донной концевой стенкой (43).

Изобретение призвано предложить решение, препятствующее обратному нагнетанию горячего потока в периферическое отверстие, образованное между выпускной трубой и выпускным патрубком выпускного тракта газовой турбины.

Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины турбомашины содержит первую кольцевую решетку с лопастями с фиксированным углом установки и вторую кольцевую решетку с тем же количеством лопастей с изменяемым углом установки.

Изобретение относится к заправочной горловине топливного бака. Устройство заправочной горловины бака для текучей среды содержит патрубок заправочной горловины, первую пробку для предотвращения переполнения бака, и вторую пробку для предотвращения вытекания текучей среды из бака нежелательным способом, первый поплавок, механически соединенный с первой пробкой так, чтобы перевод первого поплавка в заранее определенное положение переводил первую пробку в закрытое положение, и удерживающую систему для удержания второй пробки, которая при вытекании текучей среды из бака закрывает вторую пробку, а когда текучая среда входит в бак, открывает вторую пробку.

Изобретение относится к энергетике. Узел трубопровода впрыска турбомашины, содержащий первый набор труб передачи, соединенных так, чтобы образовывать главный контур для подачи топлива первому и второму наборам инжекторов, и второй набор труб передачи, соединенных параллельно первому набору так, чтобы образовывать вспомогательный контур для подачи топлива указанному первому набору инжекторов.

Коробка (140) приводов агрегатов газотурбинного двигателя для летательного аппарата содержит кожух (42), тягу (115) управления рулями летательного аппарата, выполненную с возможностью скольжения в осевом направлении внутри коробки (140), и силовой цилиндр (120) привода тяги (115), установленный на упомянутом кожухе (42).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем силовых установок. Способ передачи энергии между вспомогательным (8) и основными двигателями (1) вертолета состоит в добавлении на некоторых этапах полета к мощности основных двигателей (1) мощности вспомогательного двигателя (8) посредством соединения приводного вала (82) вспомогательного двигателя (8) с приводным валом (25) или валом силовой передачи (31) основного двигателя.

Изобретение относится к способу, позволяющему определить порог нераспространения усталостных трещин на высокой частоте для лопатки газотурбинного двигателя. Сущность: циклической нагрузкой (32, 32А) воздействуют на по меньшей мере один испытательный образец, имеющий эллиптическое отверстие (12) в испытательной области (10A), причем эллиптическое отверстие имеет надрез (14) на одном конце, и испытательный образец удерживают между двумя жесткими массами (24, 26) двумя жесткими пластинами (20, 22) предварительного напряжения, расположенными с каждой стороны указанного по меньшей мере одного испытательного образца, и каждая из которых прикреплена на своих двух концах (20A, 22A; 20B, 22B) к двум жестким массам, причем циклическая нагрузка имеет частоту, которая выбрана равной резонансной частоте узла, содержащего испытательный образец, массы и пластины предварительного напряжения для образования усталостной трещины из указанного надреза, затем после определения остановки распространения трещины измеряют окончательную длину трещины, и для определения указанного порога ΔKth нераспространения усталостных трещин, используют график, причем циклическую нагрузку обеспечивают электромагнитным вибратором (32), жестко прикрепленным посредством жестких стоек к структуре, поддерживающей указанные две жесткие массы и содержащей шток (32A) для передачи циклической нагрузки к указанному узлу, содержащему испытательный образец, массы и пластины предварительного напряжения.

Изобретение относится к аварийным стартерам, обеспечивающим реакцию указанного порядка величины, то есть в несколько секунд, и не имеющим недостатков, связанных с массой и с габаритами гидравлических или пневматических аварийных стартеров.

Диффузор центробежного компрессора содержит два фланца, между которыми заключено множество расположенных по окружности лопаток (60), и по меньшей мере один поперечный передний проход (63, 64), выполненный в корытцах (6i) или спинках (6e) лопаток (60).

Изобретение относится к области техники турбовальных двигателей, более конкретно к опоре (14) для, по меньшей мере, одного подшипника для горячей части турбовального двигателя. Опора содержит, по меньшей мере, одну центральную ступицу (15), объединяющую в себе наружное гнездо подшипника для непосредственного вставления подшипника (13), кольцевой сегмент (16) кожуха вокруг центральной ступицы (15) и множество радиальных плеч (17), соединяющих упомянутую центральную ступицу (15) с упомянутым кольцевым сегментом (16) кожуха.

Кольцевая стенка камеры сгорания турбомашины содержит холодную сторону и горячую сторону и имеет по меньшей мере одно первичное отверстие для обеспечения возможности проникновения первого потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки, на горячую сторону стенки для обеспечения сгорания топлива внутри камеры сгорания и множество охлаждающих отверстий.

Изобретение направлено на то, чтобы устранить проблемы, связанные с большими габаритами, массами или с надежностью. С этой целью энергию рекуперируют в выхлопном сопле, преобразуют и утилизируют механическими или электрическими средствами.

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

При передаче электрической энергии в летательном аппарате, содержащем вспомогательную силовую установку, основные двигатели и оборудование - конечные потребители, обеспечивают передачу электрической энергии между компонентами летательного аппарата.

Конструкция турбомашины с теплообменником, интегрированным в выпускной газовоздушный тракт (10) потока горячих газов (1) турбомашины, отличающаяся тем, что элементы теплообмена (60, 60а-60i; 9), установленные в одном из элементов (11, 14, 14а, 14b, 15, 16, 16а, 16b, 18, 18а, 18с) выпускного газовоздушного тракта (10), выполнены с возможностью направлять часть потока горячих газов (1), проходящую через элементы теплообмена, с последующим использованием остаточной тепловой энергии указанной части потока горячих газов (1) для увеличения мощности на валу (30, 31) турбомашины (20, 20а, 20b), оставляя большую часть потока горячих газов (1) невозмущенной.

При амортизации лопастей, установленных на диске колеса тихоходной газовой турбины, под платформами лопастей которой имеются посадочные места для размещения вибрационных амортизаторов, выполняют независимо друг от друга гибкую пластину, обеспечивающую прилегание к платформе, и центробежный инерционный груз, обеспечивающий концентрацию усилий для управления силами трения относительно платформы через прилегающую пластину.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.

Изобретение относится к рекуперации энергии в летательном аппарате. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате заключается в том, что когда летательный аппарат находится на земле, тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20).
Наверх