Воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок (F02C7/04)
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)
F02C7/04 Воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок(143)
Воздухозаборник для летательного аппарата // 2791797
Изобретение относится к воздухозаборнику (100) для крепления на панели (3) летательного аппарата. Воздухозаборник содержит воздухозаборную кромку (108), имеющую стенку, периферийный кольцевой элемент (109), выполненный с возможностью крепления к панели (3), и опорный элемент (110), выполненный с возможностью поддерживания воздуховода (6) для циркуляции воздуха.
Изобретение относится к противообледенительным системам воздухоочистительных устройств газотурбинных установок (ГТУ). Система содержит расположенный в отдельно стоящем корпусе воздухонагревательный блок, соединенный с газотурбинной установкой.
Изобретение относится к воздухозаборнику двигателя летательного аппарата. Воздухозаборник содержит механизм (100) разборки, имеющий панель (110).
Изобретение относится к изготовлению газотурбинных двигателей, применяемых в качестве привода в газоперекачивающих агрегатах и газотурбинных электростанциях, а именно к способам изготовления входных устройств газотурбинных приводов.
Профилированная аэродинамическая конструкция и турбомашина для летательного аппарата (варианты) // 2782555
Изобретение относится к профилированной аэродинамической конструкции, имеющей профилированную переднюю кромку (164) и зубчатый профиль, расположенный вдоль линии (164а) передней кромки и содержащий последовательность зубцов (30) и впадин (32), отличающейся тем, что она имеет пористые звукопоглощающие зоны (52), расположенные в направлении дна впадин (32).
Изобретение относится к области аэроакустического управления неподвижными лопатками в турбомашине летательного аппарата или в испытательном стенде для такой турбомашины. Турбомашина с расположенным спереди вентилятором имеет кольцевую стенку (160), содержащую предкрылок (16), предназначенный для разделения потока на первичный поток и вторичный поток и имеющий переднюю кромку, входные направляющие лопатки, предназначенные для направления первичного потока, и выходные направляющие лопатки, предназначенные для направления вторичного потока.
Изобретение относится к энергетическим установкам, а точнее к газотурбинным установкам газоперекачивающих агрегатов с антиобледенительными устройствами. Газотурбинная установка газоперекачивающего агрегата с антиобледенительным устройством содержит воздухоочистительное устройство 1 и газоперекачивающий агрегат с осевым компрессором 2, камерой сгорания 3, компрессорной газовой турбиной 4 и нагнетателем 6, приводимым силовой газовой турбиной 5, которая связана с атмосферой через выхлопную трубу 9.
Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник // 2779515
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит корпус воздухозаборника с обечайкой, расположенный непосредственно на поверхности летательного аппарата, и горло, за которым расположен по меньшей мере один дозвуковой диффузор.
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов.
Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано при очистке атмосферного воздуха, подаваемого на вход стационарных газотурбинных установок газоперекачивающих агрегатов. Корпус блока пылесборника воздухоочистительного устройства содержит с торца отверстие для установки крышки и отверстия для установки циклонных фильтров на верхней стенке, при этом корпус блока пылесборника выполнен в форме цельной неразъемной детали из пластика, содержащей по меньшей мере одну трубчатую перемычку, соединяющую стенку, содержащую отверстия для установки фильтров, с противолежащей стенкой.
Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано при очистке атмосферного воздуха, подаваемого на вход стационарных газотурбинных установок. Корпус блока воздухозаборника воздухоочистительного устройства содержит на одной из стенок отверстия для установки циклонных фильтров, при этом корпус воздухозаборника выполнен литьем в форме цельной неразъемной детали из пластика, содержащей по меньшей мере одну трубчатую перемычку, соединяющую стенку с отверстиями для установки циклонных фильтров с противолежащей стенкой.
Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата // 2766238
Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата (ЛА). Воздухозаборник содержит поворотный элемент, установленный в воздушном канале и предназначенный для изменения площади поперечного сечения.
Воздухоочистительное устройство // 2761711
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в энергетике, газовой, нефтяной и других отраслях промышленности в качестве воздухоочистительного устройства (ВОУ) накопительного типа для очистки воздуха, подаваемого в газотурбинные и компрессорные установки (ГТУ) в объеме от 84 тыс.
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к комплексным воздухоочистительным устройствам газоперекачивающих агрегатов с газотурбинным двигателем, установленным на компрессорных станциях магистральных газопроводов, и может быть использовано для повышения надежности работы газотурбинного двигателя в составе газоперекачивающего агрегата.
Изобретение относится к средствам противообледенения для воздухозаборника летательного аппарата. Способ защиты поверхностей воздухозаборника летательного аппарата от обледенения заключается в нагреве инфракрасными и лазерными (5) излучателями.
Представлены способы и системы для компрессора турбонагнетателя двигателя. Например, компрессор может содержать проходной канал и резонансную камеру, окружающую проходной канал, причем проходной канал соединен по текучей среде с резонансной камерой через канал рециркуляции, отводной канал и множество отверстий, расположенных между каналом рециркуляции и отводным каналом.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям входных устройств, и может быть использовано в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Разработано входное устройство для подвода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, состоящее из прямоугольного корпуса, в головной части которого на верхней и нижней образующих его гранях шарнирно установлены две обечайки, внутри корпуса установлен пространственный клин, равный по ширине корпусу воздухозаборника и состоящий из граней, образующих две поверхности сжатия, две поверхности, регулирующие сечение горла, и две замыкающие поверхности, при этом каждая грань, образующая поверхность сжатия пространственного клина, состоит из (N-1) сегментов, соединенных между собой шарнирно, где N - число скачков уплотнения, при этом первые сегменты двух поверхностей сжатия пространственного клина соединены между собой шарнирно, каждый сегмент состоит из двух частей: ответной, выполненной в виде пластины с направляющим пазом, и основной, выполненной в виде пластины и телескопически входящей в ответную часть с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом длинасегмента, основной и ответной частей выбираются из условия , где - длина основной и ответной частей, L - длина сегмента, грани поверхностей регулирования сечения горла входного устройства с одной стороны соединены шарнирно с (N-1)-м сегментом каждой поверхности сжатия, а с другой стороны соединены шарнирно с гранями замыкающих поверхностей, при этом грани замыкающих поверхностей соединены между собой шарнирно, каждый из (N-1) сегментов поверхности сжатия, а также грани замыкающих поверхностей соединены с центральной консольной балкой с помощью системы тяг управляемой длины: одна из частей первой и (N-1)-й сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной балкой тягами управляемой длины, ответные части и основные части остальных 2…(N-2) сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной консольной балкой тягами управляемой длины, грани замыкающих поверхностей пространственного клина соединены с центральной балкой посредством тяг управляемой длины.
Изобретение может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах, электростанциях и других энергетических системах. Воздухозаборное устройство для газотурбинной установки содержит расположенный на поверхности грунта (1) корпус первой ступени очистки (2) с циклонными фильтрами, корпус второй ступени очистки (3) с фильтрами тонкой очистки, расположенный в корпусе первой ступени очистки (2), соединенный с ним рамой.
Описываются способ и устройство для модернизации газотурбинного двигателя для получения улучшенных характеристик при температуре окружающей среды более 35°С. Способ модернизации включает снятие первого выбранного венца лопаток статора с множества ступеней компрессора, причем первый выбранный венец лопаток статора имеет первый угол закручивания на входе и содержит первое множество неподвижных лопаток статора.
Звукопоглощающее сопло (варианты) // 2739659
В настоящей заявке описано звукопоглощающее сопло для системы отбора тепла на вход с использованием потока воздуха, выпускаемого из компрессора. Звукопоглощающее сопло может содержать наружный корпус, звукопоглощающее средство, расположенное внутри наружного корпуса, выпускные отверстия, расположенные в наружном корпусе, воздуховод, сообщающийся с наружным корпусом, и зону с суженным проходным сечением, расположенную вокруг наружной камеры и воздуховода, для прохождения воздуха, выпускаемого из компрессора.
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.
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является повышение надежности и снижение массы конструкции, за счет уменьшения количества деталей, а также упрощение системы управления двигателем.
Ограничитель потока воздухозаборника // 2727829
Настоящее изобретение относится к гиперзвуковым транспортным средствам, в частности к воздушно-реактивным двигателям и ограничителям потока воздухозаборника для гиперзвуковых транспортных средств. Гиперзвуковое транспортное средство содержит корпус;управляющую поверхность, сопряженную с корпусом; и гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель, сопряженный с корпусом, причем двигатель содержит: сужающийся воздухозаборник, содержащий неподвижную обечайку, имеющую первую площадь поперечного сечения, и горло, сообщающееся по текучей среде с обечайкой и имеющее вторую площадь поперечного сечения, меньшую чем первая площадь поперечного сечения; и ограничитель потока, имеющий третью площадь поперечного сечения, меньшую чем первая площадь поперечного сечения, и выполненный с возможностью перемещения между убранным положением и полностью развернутым положением; причем при нахождении ограничителя потока в полностью развёрнутом положении между периферией ограничителя потока и внутренней поверхностью обечайки образован однородный зазор; и разница между первой площадью поперечного сечения обечайки и третьей площадью поперечного сечения ограничителя потока приблизительно равна второй площади поперечного сечения горла.
Конструкция компактного входного устройства, включающего в себя одну перегородку и/или акустическую панель, проходящую в область кромки гондолы для уменьшения шума. Компактное входное устройство используют с низкоэнергетической системой защиты от обледенения на основе текучей среды, выполненной с возможностью предотвращения образования льда на акустической панели в области кромки гондолы.
Оболочка турбореактивного двухконтурного двигателя с многослойными панелями и системой водоотвода // 2716802
Область технического решения: оболочка турбореактивного двухконтурного двигателя с многослойными панелями и системой водоотвода. Область применения: изобретение относится к самолето- и авиадвигателестроению, а именно к конструкциям оболочек со съемными акустическими панелями и системой водоотвода, обеспечивающей прохождение самотеком конденсата влаги (дождевой воды) за пределы оболочки.
Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Система (30) регулирования давления отбираемого воздуха для противообледенительной системы воздушного летательного аппарата содержит первый расположенный выше по потоку регулирующий давление клапан (32) и второй расположенный ниже по потоку регулирующий давление клапан (34), расположенные последовательно в пути (28) отбираемого потока воздуха.
Гондола авиационного двигателя с противообледенительной системой, использующей двухфазную жидкость // 2711026
Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола (10) содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14).
Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима.
Настоящее изобретение относится к акустическим системам и может быть преимущественно использовано как заполнитель звукопоглощающей конструкции мотогондолы авиационных двигателей, применяемой для снижения акустических шумов.
Воздухозаборник (110) двигателя самолета содержит гибкий впуск (120), сформированный из деформируемого материала, который содержит внешнюю поверхность (211), внутреннюю поверхность (212) и множество кромок (213), которые прикреплены к обшивке (240) фюзеляжа самолета и к воздухозаборному каналу (250) двигателя самолета.
Способ обнаружения утечки текучей среды в турбомашине и система распределения текучей среды // 2693147
Изобретение относится к способу обнаружения утечки высокотемпературной текучей среды в турбомашине (10). Турбомашина (10) содержит источник высокотемпературной сжатой текучей среды, по меньшей мере одну линию (14, 15) распределения текучей среды, подходящую для распределения указанной высокотемпературной текучей среды, и отсек турбомашины, в котором по меньшей мере частично расположена линия (14, 15) распределения.
Входное устройство и способ его изготовления // 2690968
Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей.
Акустическая структура содержит сотовую конструкцию, акустический экран, звуковой волновод, первую и вторую акустические перегородки. Сотовая конструкция имеет первый и второй края, множество стенок сотовой конструкции между первым и вторым краями, образующих множество ячеек.
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия включает в себя участок внешнего сжатия с поверхностью внешнего сжатия (1), выполненного в виде заостренной спереди, по передней кромке носа, дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности.
Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и двухсекционную камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.
Изобретение относится к направляющему воздух устройству (10) для газотурбинного двигателя, содержащему канал (11) подачи воздуха к газотурбинному двигателю. Причем упомянутый канал (11) подачи имеет расположенный выше по потоку участок (11am) и расположенный ниже по потоку участок (11av), соединенные друг с другом посредством отклоняющего участка (11d).
Раскрыты системы, способы и устройства для предотвращения образования льда на двигателе. Устройство может включать в себя корпус для сопел, соединенный со ступенью сжатия двигателя и, кроме того, соединенный с корпусом передней кромки двигателя.
Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя. Предлагается вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам.
Двигатель // 2674832
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.
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).
Воздухозаборная камера для газотурбинного двигателя содержит полый корпус и по меньшей мере одну отсоединяемую часть. Полый корпус имеет воздухозаборное отверстие и воздуховыпускное отверстие, расположенное и выполненное с обеспечением возможности присоединения к указанному газотурбинному двигателю.
Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) // 2672825
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников реактивных двигателей. Сверхзвуковой воздухозаборник включает внутренний канал, образованный поверхностью сжатия и противолежащей ей обечайкой, которая при сверхзвуковом течении на входе формирует скачок, падающий на поверхность сжатия в положении, зависящем от скорости потока, при этом на поверхности сжатия, которая выполняется с продольными щелями слива пограничного слоя или перепуска воздуха, расположенными параллельно с некоторым шагом в поперечном потоку ряду, щели могут быть выполнены либо с их фиксированной шириной, либо с регулируемой шириной, что обеспечивается с помощью подвижных удлиненных в направлении потока элементов.
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.
Двигательная установка для воздушного судна // 2671455
Изобретение относится к турбореактивным двигателям. Двигательная установка содержит гондолу.
Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью заключается в том, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
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 силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке.
Изобретение относится к капоту (20) газотурбинного двигателя, способному накрывать конус (24) вентилятора. Упомянутый капот содержит крепежное средство (27, 32, 36), способное входить в зацепление с соединительным средством (28, 33, 39) упомянутого конуса (24), чтобы удерживать упомянутый капот (20) и упомянутый конус (24) скрепленными между собой.
