В которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания (F02K3/02)
F02K3/02 В которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания(49)
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель содержит спрямляющий аппарат и турбину.
Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании технологических лазерных систем, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя включает подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, ее использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча.
Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло.
Турбомашина для летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один осевой вал (2), установленный вращающимся в корпусе турбомашины; причем турбомашина содержит эталонную кольцевую деталь (10), содержащую короткие (11) и длинные (12) продольные эталонные зубья, первые средства обнаружения прохождения коротких (11) и длинных (12) эталонных зубьев для измерения скорости вала (2) турбомашины (1) вокруг его оси (X), угломерную кольцевую деталь (20), содержащую продольные угломерные зубья (21), и вторые средства обнаружения прохождения длинных (12) эталонных зубьев и угломерных зубьев (21) для измерения крутящего момента вала (2) турбомашины.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с установленным с возможностью осевого перемещения внутри внутреннего корпуса кольцевым затвором профилированной формы, привод.
Газотурбинный двигатель содержит очень 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.
Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания.
Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока.
Газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, вентилятор и систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси.
Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки. Устройство для предотвращения обледенения содержит, по меньшей мере, металлическую лопатку, которая находится в тепловом контакте с передней кромкой и проходит от передней кромки к заднему краю разделителя на некотором расстоянии от передней кромки для того, чтобы находиться в тепловом контакте с источником тепла (24), расположенным на некотором расстоянии от передней кромки.
Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A).
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя.
Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания.
Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета. .
Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. .
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя. .
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов. .
Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода внешней нагрузки, преимущественно электрогенератора в составе электростанции, или для механического привода. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкциям воздушно-реактивных двигателей. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для высокоскоростных летательных аппаратов. .
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве. .
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к приспособлениям, связанным с нагнетанием воздуха в камеры сгорания упомянутых двигателей, дополнительным сжатием воздуха непосредственно в указанных камерах сгорания и обеспечением на этой основе повышения мощности двигателей и увеличения создаваемой ими реактивной тяги.
Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения. .
Изобретение относится к двигателестроению. .
Изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей и позволяет повысить надежность работы изделия путем авторегулируемого перепуска воздуха из-за компрессора во второй контур. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательного аппарата. .