Реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению реактивных сопел или сопловых насадок и сопла и насадки для них (F02K1)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02K Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)
(2873)
F02K1 Реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению реактивных сопел или сопловых насадок; сопла и насадки для них (сопла ракетных двигателей F02K9/97)(578)
F02K1/04 - Установка и крепление выхлопного конуса реактивного сопла(13)
F02K1/06 - Изменение эффективной площади проходного сечения реактивного сопла или насадки ( F02K1/30 имеет преимущество)(17)
F02K1/08 - Осевым перемещением или поперечным деформированием внутреннего элемента, например внутреннего конуса(10)
F02K1/09 - Осевым перемещением наружного элемента, например обечайки ( F02K1/12 имеет преимущество)(19)
F02K1/10 - Деформированием реактивных сопел или сопловых насадок(2)
F02K1/11 - Посредством поворотных заслонок(9)
F02K1/12 - Посредством поворотных створок(64)
F02K1/15 - Управление или регулирование(15)
F02K1/17 - Совместно с управлением топливоподачей(5)
F02K1/18 - Автоматическое(6)
F02K1/30 - С целью изменения площади эффективного проходного сечения реактивного сопла или насадки(4)
F02K1/32 - Для реверса тяги(3)
F02K1/34 - Для ослабления шума(28)
F02K1/36 - Имеющие эжектор(21)
F02K1/38 - Введение воздуха внутрь реактивной струи ( F02K1/28 имеет преимущество)(11)
F02K1/44 - Сопла, имеющие устройства, например экраны, уменьшающие распространение звука в определенном направлении ( F02K1/40 имеет преимущество)(8)
F02K1/46 - Сопла с приспособлениями для подачи дополнительного воздуха в реактивную струю или для увеличения зоны смешивания реактивной струи с окружающим воздухом, например для глушения шума ( F02K1/28,F02K1/36,F02K1/38 имеют преимущество)(19)
F02K1/48 - Гофрированные сопла(12)
F02K1/54 - Сопла с устройствами для реверса тяги ( F02K1/32 имеет преимущество)(7)
F02K1/56 - Реверсирование основного реактивного потока(9)
F02K1/60 - Перекрытием реактивной струи на выходе из сопла посредством поворотных створок или двустворчатых щитков(9)
F02K1/64 - Реверсирование потока в вентиляторном контуре(3)
F02K1/66 - Путем реверса лопастей вентилятора(1)
F02K1/68 - Реверсивные механизмы, закрепленные на корпусе двигателя вниз по потоку от выходной части вентилятора(6)
F02K1/70 - Путем использования щитков реверса тяги или створок, закрепленных на корпусе вентилятора(28)
F02K1/72 - Причем задний конец корпуса вентилятора перемещается, открывая отверстие в корпусе вентилятора для реверсированного потока(40)
F02K1/74 - Реверсирование минимум одного потока по отношению к минимум одному другому потоку в многоконтурном двигателе(2)
F02K1/76 - Управление реверсами тяги(46)
F02K1/78 - Прочие конструкции реактивных сопел(28)
F02K1/80 - Сочленения или соединения(12)
F02K1/82 - Стенки реактивных сопел, например футеровка(19)
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.
Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей // 2789684
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам тяги газотурбинных двигателей, расположенных в хвостовой части самолета. При работе реверса воздух во внешнем контуре двигателей перекрывают частично или полностью за счет системы складывающихся створок и выводят из двигателя через радиальные каналы, открываемые сдвиганием назад хвостовых частей внешней обечайки, жестко соединенной с верхней и нижней обшивками пилонов двигателей.
Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям. Гондола двигателя для турбореактивного двигателя, содержащая систему реверсора тяги, имеющую по меньшей мере один подвижный капот (8), выполненный с возможностью отведения в заднее положение обратной тяги, наклоняющиеся поворотные створки (10), по меньшей мере частично закрывающие кольцевой канал (18) потока, и открывающиеся боковые отверстия этого кольцевого канала потока, оснащенные решетками реверсора тяги, при этом каждый подвижный капот (8) содержит управляющий сегмент (12), скользящий в поперечной плоскости, возвратное устройство (20), соединяющее неподвижный участок гондолы (2) с этим управляющим сегментом (12) для его скольжения в положение реверса, при отведении подвижного капота (8), и соединительные тяги (16) створки, соединяющие указанный управляющий сегмент (12) с поворотными створками (10), наклоняющие указанные створки (10), обеспечивая закрытие кольцевого канала (18) потока при скольжении управляющего сегмента (12) в направлении его положения реверса.
Изобретение относится к звукопоглощающей панели (1) для гондолы турбореактивного двигателя воздушного судна и способу изготовления этой панели. Панель (1) содержит центральную ячеистую сердцевину (2), расположенную между передней акустической обшивкой (3), содержащей перфорации (4), и задней обшивкой (6), при этом панель (1) содержит переднюю структуру (7) с первой сеткой (9) ячеистых стенок и заднюю структуру (8) с второй сеткой (10) ячеистых стенок.
Изобретение относится к силовой установке (1) летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель (5), содержащий корпус (45) вентилятора, гондолу (3) и пилон (15) подвески, при этом гондола содержит заднюю по потоку секцию D-образной конструкции, вмещающую устройство реверсора тяги, и содержащую отклоняющие решетки, выполненные с возможностью перемещения, причем указанная задняя по потоку секция, имеющая D-образную конструкцию, содержит две D-образные полуконструкции, имеющие: наружный полукапот, выполненный с возможностью поступательного перемещения вдоль продольной оси; соединительные средства между отклоняющими решетками и указанным наружным полукапотом; полуответвление «на 12 часов»; внутреннюю полуконструкцию, определяющую внутреннюю часть кольцевого канала потока; при этом указанная гондола содержит полубалку «на 12 часов», установленную на полуответвлении «на 12 часов», шарнирно закрепленную на указанном пилоне.
Изобретение относится к реверсорам тяги для силовых установок летательного аппарата. Реверсор тяги для силовой установки (1) летательного аппарата, содержащий подвижную конструкцию, имеющую наружные капоты (411), соединенные с шарнирами (51) поворотным соединением, обеспечивающим возможность поворота наружных капотов (411) между закрытым положением и положением технического обслуживания, причем шарниры (51) соединены со вторыми направляющими (52), жестко соединенными со стойкой (2) турбореактивного двигателя, скользящим соединением, обеспечивающим возможность поступательного перемещения наружных капотов (411) между положением прямой тяги и положением обратной тяги, при этом шарниры (51) и вторые направляющие (52) независимы от балок (42), с которыми соединены части (412) подвижной конструкции, отличные от наружных капотов (411), а способ технического обслуживания включает размещение наружных капотов (411) в положении технического обслуживания и последующее снятие балок (42) и указанных частей (412) подвижной конструкции, отличных от подвижных капотов (411).
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно, к регулируемым в процессе сборки и нерегулируемым в работе выходным устройствам плоских реактивных сопел.
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к способам управления реверсивным устройством (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД) на летательных аппаратах при торможении самолета после приземления (посадки) и прерванного взлета.
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 области авиастроения, в частности к устройствам управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя (ГТД) на летательных аппаратах любой вместительности и назначения (пассажирского; транспортного; военно-транспортного) при их торможении после приземления (посадки) и прерванного взлета.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами, установленными со стороны проточной части в корпусе, а также на боковых стенках и дозвуковых створках и жестко зафиксированными на корпусе, боковых стенках и дозвуковых створках соответственно, с образованием тракта охлаждения между теплозащитными экранами и упомянутыми конструктивными элементами, вход в который сообщен с наружным контуром двигателя, при этом каждая из дозвуковых и сверхзвуковых створок, выполнена в поперечном разрезе в форме тупого угла, вершина которого направлена от проточной части, кроме того, каждая дозвуковая створка выполнена из центральной и двух боковых частей, жестко соединенных по близлежащим торцам, при этом близлежащие поверхности дозвуковых и сверхзвуковых створок, расположенных вдоль осей их шарнирных соединений, выполнены коническими, кроме того, на наружной поверхности каждой дозвуковой створки выполнены продольные, поперечные и наклонные относительно направления газового потока ребра жесткости, установленные под углом к продольным и поперечным ребрам жесткости, а также кронштейны с проушинами для соединения с механизмами управления и сверхзвуковыми створками, установленные вдоль центральных частей дозвуковых створок, при этом каждая из дозвуковых створок шарнирно соединена с боковыми стенками, кроме того, на дозвуковой створке, вдоль нее, выполнены по меньшей мере один ряд отверстий, в которые установлены втулки, а также по меньшей мере два ряда крючкообразных зацепов со стороны ее внутренней поверхности.
Изобретение относится к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с обечайкой, боковые стенки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к летательным аппаратам. Приводной блок содержит двигатель, такой как двухконтурный турбореактивный двигатель (4), и гондолу, содержащую снаружи вокруг кольцевого тракта потока свежего воздуха, сверху по потоку, воздухозаборник, боковые передние обтекатели (8), реверсор тяги, содержащий отклоняющие решетки (6) и подвижные задние обтекатели.
Изобретение относится к авиастроению. Предложена конструкция, содержащая гондолу 1 или реверсер тяги 18, при этом конструкция содержит неподвижную часть 2 и подвижную часть 3, а также она содержит: первую направляющую, предусмотренную на или в неподвижной части конструкции или подвижной части конструкции; первый электрический соединитель 13, прикрепленный к неподвижной части 2 конструкции; второй электрический соединитель 16, прикрепленный к подвижной части 3 конструкции; и каретку 6, выполненную с возможностью перемещения вдоль первой направляющей; причем каретка содержит электрический кабель 8 с замкнутой петлей, установленный в или на корпусе каретки 6 таким образом, чтобы кабель 8 с замкнутой петлей мог вращаться, причем первый электрический соединитель 13 электрически соединен с электрическим кабелем 8 с замкнутой петлей, а электрический кабель 8 с замкнутой петлей электрически соединен со вторым электрическим соединителем 16, тем самым обеспечивая электрическое соединение между неподвижной частью 2 конструкции и подвижной частью 3 конструкции.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, верхние и нижние дозвуковые створки и верхние и нижние сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные с соответствующими дозвуковыми створками, а также боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами и уплотнительными элементами.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также элементы внешнего обвода и систему управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления ГТД с применением реверса тяги. Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета, заключающийся в том, что электронным регулятором газотурбинного двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя и одновременно блокируют выдачу управляющих сигналов на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя при нахождении самолета в воздухе; после касания самолета взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию первого информационного сигнала обжатия опор шасси типа «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты» с использованием датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, после этого формируют информационный сигнал «Обратная тяга» и открывают механический замок реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт»; при этом после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги и одновременном наличии информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты», «Обратная тяга», «Замок реверсивного устройства не закрыт» в автоматическом режиме из электронного регулятора двигателя выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено», после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем.
Способ управления газотурбинным двигателем при самопроизвольном открытии реверсивного устройства // 2774010
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления газотурбинным двигателем (ГТД). Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что с помощью электронного регулятора регулируют режимы работы газотурбинного двигателя и одновременно при нахождении самолета в воздухе блокируют выдачу управляющего сигнала на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя; с помощью датчика определяют положение Атек подвижной части реверсивного устройства и также диагностируют (контролируют) отсутствие самопроизвольного перемещения реверсивного устройства, в случае самопроизвольного перемещения реверсивного устройства переводят ГТД на режим малого газа и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение реверсивного устройства», после касания самолета взлетно-посадочной полосы переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги и открывают замок реверсивного устройства, формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт», при этом также после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги из электронного регулятора двигателя в автоматическом режиме согласно заданным алгоритмам работы выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» на основе данных датчика положения подвижной части реверсивного устройства формируют информационный сигнал «Реверсивное устройство включено», далее переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем, дополнительно в электронном регуляторе формируют наперед заданный параметр Ауст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного частичного открытия реверсивного устройства, сравнивают параметр Атек и параметр Ауст, в случае превышения параметра Атек над параметром Ауст в электронном регуляторе при положении рычага управления двигателя в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя до малого газа путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД за минимально возможное время.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, систему управления створками, соединенную со створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также механизмы управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено шестью траверсами, закрепленными на корпусе по три в верхней и нижней его части, и четырьмя соединительными устройствами, каждое из которых установлено на корпусе между траверсами.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено механизмами увеличения жесткости боковых стенок, двумя вертикальными силовыми балками, каждая дозвуковая створка шарнирно соединена с боковыми стенками.
Изобретение относится к реверсированию тяги газотурбинных двигателей. Способ реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя, состоящий в перекрытии потока воздуха во втором контуре и выводе его из двигателя в виде струй, направленных в сторону движения самолета, согласно изобретению при переводе двигателя в режим реверса тяги на реверсном участке двигателя открывают отверстия во внешней стенке второго контура и реверсный люк внешней обечайки двигателя для вывода реверсной струи, при этом перекрывают поток воздуха во втором контуре и воздух из второго контура через открытые отверстия и радиальные каналы направляют в герметично подключенные к их выходу уложенные под реверсным люком и имеющие плавное сужение проходного сечения поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани, в которых разворачивают движение воздуха в сторону движения самолета, ускоряют его в сужающейся части, и из которых его выбрасывают в атмосферу под углом к направлению движения самолета; выходной контур реверсного сопла, к которому присоединена ткань воздуховодов, выдвигают за пределы поперечного сечения гондолы двигателя одновременно с открытием реверсного люка с помощью силовых элементов, устанавливая необходимый угол реверсной струи по отношению к оси двигателя, при этом при размещении двигателя на пилоне под крылом, реверсный люк располагают в верхней части двигателя со стороны пилона симметрично вертикальной плоскости двигателя, а при хвостовом размещении двигателя его располагают в боковой части двигателя со стороны, противоположной горизонтальному пилону.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками.
Модифицированное звуковое вторичное сопло // 2767862
Изобретение относится к узлу задней части газотурбинного двигателя (10), содержащему первичное сопло (11), содержащее заднюю кромку и образующее участок проточного тракта первого контура, и вторичное сопло (110), образующее участок проточного тракта второго контура вокруг продольной оси (Х), при этом указанное вторичное сопло выполнено с возможностью выбрасывать смесь потоков, выходящих из проточного тракта (Vs) второго контура и из проточного тракта (Vp) первого контура газотурбинного двигателя (10), при этом вторичное сопло имеет сужающуюся-расширяющуюся форму с критическим сечением (112), соответствующим минимальному сечению сопла (110), при этом вторичное сопло (110) содержит на уровне критического сечения (112) периодическую последовательность лепестков (116, 118), расположенных вдоль внутренней окружности вторичного сопла (110).
Изобретение относится к решетке (1) реверсора тяги для гондолы летательного аппарата, содержащей множество лопаток (2), имеющих первую (6a) и вторую (6b) поверхности, причем указанные лопатки (2) соединены с лонжеронами (3, 4), соединенными с крепежными фланцами (5), выполненными с возможностью крепления решетки (1) реверсора тяги к гондоле.
Двухконтурный газотурбинный двигатель с возможностью создания боковой тяги предназначен для использования на самолете с возможностью посадки при боковом ветре. На каждой боковой стороне сопла внешнего контура двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка, которая в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Техническим результатом, достигаемым заявленным устройством, является снижение потерь при протекании газа внутри проточной части и внешнем обтекании регулируемого сопла за счет увеличения жесткости элементов его конструкции с сохранением параметров его регулирования, что увеличивает его КПД и газотурбинного двигателя в целом.
Система уплотнений для промежутков с изменяемой геометрией в системах летательного аппарата // 2765066
Группа изобретений относится к устройству и способу уплотнения промежутков изменяемой геометрической конфигурации в системах летательного аппарата. Летательный аппарат содержит корпус (316), уплотнение (318) и устройство (320) накопления энергии.
Изобретение относится к способу изготовления детали из композитного материала. Способ включает следующие этапы: нагнетание внутрь волокнистой структуры шликера, содержащего, по меньшей мере, порошок из огнеупорных керамических частиц или из частиц огнеупорного керамического предшественника в виде взвеси в жидкой фазе; затем фильтрацию жидкой фазы шликера и задержание порошка из огнеупорных керамических частиц или частиц огнеупорного керамического предшественника внутри указанной структуры для получения предварительно отформованной волокнистой заготовки с наполнением из огнеупорных керамических частиц или частиц из огнеупорного керамического предшественника после уплотнения волокнистой структуры путём обработки огнеупорных керамических частиц в волокнистой структуре для формирования огнеупорной матрицы в этой структуре.
Лазерный реактивный двигатель // 2761263
Изобретение относится к технике реактивных двигательных установок. Лазерный реактивный двигатель содержит лазерный источник излучения, формирующую оптику, оптический концентратор излучения, рабочее тело, системы хранения рабочего тела и его подвода в область взаимодействия с лазерным излучением.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит две боковые стенки, донную часть, верхнюю часть и центральное тело, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости, центральное тело выполнено вертикальным и в сечении этой плоскостью асимметричным, площадь сечения центрального тела горизонтальной продольной плоскостью, а также плоскостью, параллельной ей и пересекающей выходную кромку, имеет в выходной части клиновидную форму, при этом со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности верхней части, центрального тела и донной части сформированы плоскими гранями с переходами между последними, при этом выходные кромки верхней части и донной части реализованы стреловидными или выполнены клиновидной формы, угол при вершине которых является тупым, а сами вершины смещены вдоль проточной части соответствующим порядком, притом данные вершины соединены выходной кромкой центрального тела, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали и расширяющимися в горизонтальном направлении.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит донную часть, верхнюю часть, две боковые стенки с закрепленным на них горизонтальным центральным телом, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости и имеет в выходной части клиновидную форму, при этом указанная площадь выполнена асимметричной, также со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности центрального тела, верхней части и донной части сформированы плоскими гранями, причем поверхности верхней части и донной части имеют по два перегиба с каждой стороны относительно плоскости симметрии, угол при вершине которых является тупым, вершины смещены вдоль проточной части, при этом расстояние между второй и третьей вершинами по меньшей мере в два раза больше, чем между первыми двумя вершинами, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали до вторых перегибов верхней части и донной части соответственно, при этом расширяющимися в направлении боковых стенок.
Изобретение может быть использовано в ближнемагистральной авиации. Комбинированная силовая установка включает корпус, блок форсунок, установленных внутри камеры (2) сгорания, пароводородную турбину и реактивное сопло.
Изобретение относится к электромеханическим системам управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (ГТД) типа FADEC. Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (система) содержит электронный регулятор двигателя (РЭД), электронный блок управления электромеханическими приводными органами, по меньшей мере один блок электромеханических приводных органов для открытия или закрытия реверсивного устройства (РУ), который включает, по меньшей мере, электродвигатель, винтовую передачу и механизм стопорения электродвигателя; датчик положения подвижной части РУ, электромеханический замок РУ, датчик положения электромеханического замка РУ, рычаг управления двигателем с выключателем для коммутации электрической цепи электромеханического замка после перевода рычага управления двигателем на площадку работы РУ, при этом выход РЭД соединен с входом электронного блока управления, первый выход электронного блока управления соединен с блоком электромеханических приводных органов, а второй выход электронного блока управления соединен с входом РЭД; бортовую систему регистрации и индикации параметров полетной информации.
Изобретение относится к области управления газотурбинного двигателя (ГТД) типа FADEC. Электромеханическая система управления реверсивным устройством (РУ) ГТД с высоконадежным электропитанием, которая содержит электронный регулятор двигателя из состава цифровой системы управления двигателем, имеющий по меньшей мере два электронных канала с возможностью выдачи каждым каналом управляющих команд на открытие или закрытие РУ, электронный блок управления РУ, имеющий по меньшей мере два электронных канала управления с возможностью обмена информацией между этими каналами, три электромеханических привода, каждый из которых включает электродвигатель; два отдельных источника электропитания, при этом каждый отдельный источник электропитания соединен с соответствующим каналом электронного регулятора двигателя и электронного блока управления РУ.
Стартовый блок ракеты // 2752300
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к стартовым устройствам ракет. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции.
Изобретение относится к ракетно-космической области, в частности к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и предназначено для построения математической модели конкретного экземпляра двигателя, применяемой при повторных огневых испытаниях.
Газотурбинный двигатель (варианты) // 2747543
Газотурбинный двигатель согласно одному иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, и каскад, который расположен вдоль указанной продольной оси двигателя и приводит в действие редуктор, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.
Предложенное изобретение относится к узлу газотурбинного двигателя, в частности к створке блокирования потока. Изобретение позволяет настраивать сотовую конструкцию створки блокирования потока в соответствии с необходимыми техническими характеристиками, а также уменьшить вес створки блокирования потока.
Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к сочленению реактивного сопла и мотогондолы летательного аппарата. Устройство для сочленения наружной поверхности реактивного сопла (2) двигателя и мотогондолы (1) летательного аппарата включает кольцо упругих элементов (3), содержащих внешние и внутренние створки, одним концом соединенные с фланцем.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулированных сопел турбореактивных двигателей (ТРД). Регулируемое сопло ТРД содержит установленный в корпусе теплозащитный экран, выполненный в виде двух поясов, расположенных по ходу движения газового потока турбореактивного двигателя, причем концевой участок первого пояса заведен во второй пояс с контактом по близлежащим поверхностям, при этом каждый из поясов выполнен в виде секций, размещенных по окружности, каждая из которых жестко соединена с корпусом, при этом на концевом участке любой из секций второго пояса, расположенном непосредственно над первым поясом, выполнены выштамповки с образованием между поясами, по окружности, трех продольных охлаждающих каналов и продольного ребра жесткости, выполненного по центру центрального продольного охлаждающего канала секции, причем вершина продольного ребра жесткости выполнена скругленной и контактирует с наружной поверхностью первого пояса, кроме того, суммарная ширина продольных охлаждающих каналов любой из секций составляет от 0,6 до 0,8 от общей ширины секции, а соотношение ширины любого из боковых охлаждающих каналов S составляет 0,2…0,3 от ширины центрального охлаждающего канала d.
Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2741819
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного турбореактивного двигателя. Известный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления, канал наружного контура, канал внутреннего контура, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, по предложению выполнен в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, установлен за турбиной низкого давления, при этом выходная полость наружного контура сообщена с каналом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с каналом внутреннего контура, причем отношение их площадей в поперечной плоскости равно: где - площадь выходной полости наружного контура; - площадь выходной полости внутреннего контура.
Изобретение может быть использовано в блокирующих устройствах капота реверсора тяги гондолы. Блокирующее устройство для капота (1) реверсора тяги, удерживаемого гондолой (4), содержит фиксатор (16), закрепленный на капоте, и крюк (12), выполненный с возможностью зацепления с фиксатором (16).
Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам для двигателей беспилотных летательных аппаратов (далее - БПЛА). Сбрасываемая вместе с частью пиропривода заглушка сопла двигателя, размещенного внутри фюзеляжа беспилотного летательного аппарата, содержит привод стопора с уплотнительными и защитными кольцами и крышку заглушки.
Изобретение может быть использовано в выхлопных системах для летательных аппаратов или других транспортных средств. Выхлопная труба (118) содержит участок (215) стенки, образующей канал, имеющий впускную часть (202), выполненную с возможностью приема потока выхлопных газов, и выпускную часть (204), выполненную с возможностью выпуска потока выхлопных газов и множество гофров (F).
