С изменяемой геометрией (F02C7/042)
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)
F02C7/042 С изменяемой геометрией(12)
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник. Воздухозаборник содержит внутреннюю панель (21), которая присоединена к конструкции центрального отсека с помощью крепежных фланцев (4) и образует вместе с ней неподвижную конструкцию гондолы, и наружную панель (20), разъемно прикрепленную к неподвижной конструкции посредством окружной переборки (5), установленной на крепежные фланцы, и включающую в себя губу (2а) воздухозаборника.
Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник // 2472956
Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .
Изобретение относится к соединительному устройству между двумя деталями. .
Изобретение относится к вентиляционному воздухозаборному устройству с подвижным перекрывающим средством. .
Носовой обтекатель для турбомашины // 2358130
Изобретение относится к устройству, содержащему, по меньшей мере, один канал для прохождения воздуха с воздухоприемным отверстием, предназначенный для вентиляции, по меньшей мере, одной ограниченной зоны в самолете свежим воздухом, поступающим выше по потоку через воздухоприемное отверстие в канал и выходящим ниже по потоку к зоне, подлежащей вентиляции.
Сверхзвуковой воздухозаборник // 2343297
Изобретение относится к воздухозаборникам воздушно-реактивных двигателей сверхзвуковых летательных аппаратов. .
Сверхзвуковое входное устройство // 2315878
Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к авиационному двигателестроению. .
Самонастраивающийся воздухозаборник // 2171211
Изобретение относится к воздухозаборникам для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с расширенным диапазоном скоростей полета. .
