Установка многоконтурного типа, т.е. с тремя и более потоками (F02K3/077)
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)
F02K3 Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель(441)
F02K3/077 Установка многоконтурного типа, т.е. с тремя и более потоками(11)
Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, сочетающих в себе одновременно достоинства турбовинтовых двигателей (ТВД) и турбореактивных двигателей (ТРД), эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/ч, и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.
Авиационная силовая установка // 2716643
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к авиационным силовым установкам широкофюзеляжных самолетов с высокой скоростью полета. Установка состоит из осесимметричного корпуса (1), прикрепленного к торцевой поверхности фюзеляжа (2) центральной и обтекаемыми пластинами (3, 4) соответственно, включающего две кольцевые обечайки (5, 6) контура основного потока воздуха (7) и тракта пограничного слоя фюзеляжа (8).
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в трехконтурных двигателях, входящих в состав силовой установки многорежимных летальных аппаратов. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата включает корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал потока второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал потока третьего контура с внешней стороны от канала потока второго контура, канал основного потока, связанный с каналом потока второго контура, корпус газогенератора, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.
Бесфорсажный турбореактивный двигатель // 2663440
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате. Бесфорсажный турбореактивный двигатель включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и со смесителем.
Авиационная силовая установка // 2652842
Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос.
Авиационная силовая установка // 2644721
Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом и дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом.
Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока. Поток первого контура подают в газогенератор, выхлопные газы из которого подают в турбину низкого давления, а от нее через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло.
Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов.
Камера смешения форсажной камеры // 2621431
Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.
Турбореактивный двигатель // 2592937
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателю с изменяемым циклом для энергоснабжения сверхзвуковых самолетов в полете. .
Летательный аппарат // 2289714
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам, имеющим на борту емкость для жидкости, предназначенной, например, для тушения пожаров. .
Трехконтурный турбореактивный двигатель // 2213876
Реактивный двигатель // 2086794
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационному двигателестроению. .
