С двумя или более роторами, соединенными силовой передачей (F02C3/107)

F02   Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания (22617)
F02C     Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам) (3070)
F02C3/107                     С двумя или более роторами, соединенными силовой передачей(4)

Узел двухпоточного турбореактивного двигателя с эпициклоидальным или планетарным редуктором // 2779834
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя вал (AC), окруженный ротором (RB) низкого давления, окруженным соосным и независимым каскадом (CH) высокого давления, этот турбореактивный двигатель включает в себя от верхнего по потоку фрагмента (AM) к нижнему по потоку фрагменту (AV): вентилятор, приводимый в действие валом (AC); компрессор низкого давления, поддерживаемый ротором (RB); межкомпрессорный корпус; компрессор высокого давления и турбину высокого давления, принадлежащие к каскаду (CH) высокого давления; межтурбинный корпус (18); турбину (19) низкого давления, поддерживаемую ротором (RB); выхлопной корпус (21); этот турбореактивный двигатель включает в себя: верхний по потоку подшипник (24) ротора, поддерживаемый межкомпрессорным корпусом; нижний по потоку подшипник (26) ротора, поддерживаемый выхлопным корпусом (21); редуктор (22) ниже по потоку от нижнего по потоку подшипника (26), через который ротор (RB) приводит в действие вал (AC); нижний по потоку подшипник (34) вала ниже по потоку от нижнего по потоку подшипника (26) ротора.

Компоновка двухпоточного турбореактивного двигателя с эпициклическим или планетарным редуктором // 2779512
Изобретение относится к двухконтурному турбореактивному двигателю, имеющему центральный вал (AC), окруженный основной частью (CH) высокого давления, которая вращается вокруг той же продольной оси (AC), в то же время являясь независимой во вращении, и содержащему: вентилятор (13), приводимый в действие центральным валом давления; компрессор (16) высокого давления и турбину (17) высокого давления, установленные в основной части (CH) высокого давления; межтурбинный корпус (18); турбину (19) низкого давления, установленную на роторе (RB) низкого давления, окружающем центральный вал (AC); выхлопной корпус (21), на который устанавливается выходной конус (23); редуктор (22), посредством которого ротор (RB) низкого давления приводит в действие центральный вал (AC) давления; два подшипника (34), установленных на выхлопном корпусе (21) и соответственно принимающих центральный вал (AC) и ротор (RB) низкого давления; подшипник (26), установленный на межтурбинном корпусе (18) и принимающий ротор (RB) низкого давления.

Система и способ для сжатия окислителя в газотурбинной системе на основе стехиометрической рециркуляции выхлопного газа // 2655896
Система включает в себя газотурбинную систему, имеющую камеру сгорания турбины, турбину, приводимую в действие посредством продуктов сгорания из камеры сгорания турбины, и компрессор выхлопного газа, приводимый в действие посредством турбины.

Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд // 2644602
Газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора, и компрессор высокого давления. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе компрессора высокого давления в диапазоне от 621 до 732°C при взлете, а отношение скоростей истечения, определяемое как отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине // 2644421
Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.

Газотурбинный двигатель // 2638709
Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбину привода вентилятора, сообщающуюся с камерой сгорания, редукторную систему, гибкую опору и смазочную систему.

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников // 2630626
Газотурбинный двигатель содержит чрезвычайно высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

Двухвальная компоновка газотурбинного двигателя с компрессором высокого давления, связанным с турбиной низкого давления // 2599085
Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости.

Двигательная установка гиперзвукового самолета // 2594828
Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Компрессорно-турбинный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины // 2533285
Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.

Газотурбинный двигатель с гидрообъемной передачей // 2232911
Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .
 
.
Наверх