Средства против обледенения турбодетандеров (F01D25/02)
F01 Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины
(15284)
F01D Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (гидравлические машины и двигатели F03; насосы и компрессоры необъемного вытеснения F04D)
(4955)
F01D25 Турбины и турбомашины (с потоками рабочего тела, направленными аксиально в противоположные стороны для уравновешивания осевого давления F01D3/02; с движением иным, чем вращательное F01D23; турбины, применяемые в специальных паросиловых установках, циклах или процессах, регулирующие устройства для них F01K)
(1170)
F01D25/02 Средства против обледенения турбодетандеров(5)
Изобретение относится к системам и способам предотвращения образования льда на частях летательного аппарата. Система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата, содержит камеру (116) сгорания, имеющую входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа, трубопровод (112) для подачи воздуха, соединённый с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания, и один или более подающих трубопроводов, соединённых с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата.
Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя // 2674101
Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18).
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.
Изобретение относится к газотурбинному двигателю (100) для вертолета (200). Вертолет содержит главный редуктор, винт (204) и устройство (206) понижения частоты вращения, размещенное полностью в главном редукторе (202) вертолета и соединенное с упомянутым винтом.
Носовая часть рассекателя осевой турбомашины, предназначенная для разделения потока, поступающего в турбомашину, на внутренний контур и наружный контур, содержит, по сути, круговую переднюю кромку, кольцевую стенку, проходящую от передней кромки и ограничивающую наружный контур, по меньшей мере один канал для противообледенительной текучей среды для носовой части рассекателя, проходящий по существу в осевом направлении вдоль стенки и открывающийся во внутренний контур.
Воздушная энергетическая установка // 1567127
