Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок – F02C 7/04

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 S_ду (где S _ду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 D_ду, (где D _ду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.

Предложена панель-подложка для истирающегося покрытия для турбореактивного двигателя, содержащая жесткую подложку для крепления на внутренней стенке картера вентилятора, одна сторона которой покрыта слоистой структурой, поддерживающей слой истирающегося материала. Слоистая структура содержит слои волокон, погруженных в полимер, а также первую часть с нанесенным на нее истирающимся покрытием и вторую часть, расположенную за пределами истирающегося покрытия. Толщина задней части превышает толщину передней части и может противостоять ударам льда. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей панели-подложки для истирающегося покрытия, выполненные, как указанно выше. Еще одно изобретение группы относится к авиационному турбореактивному двигателю, содержащему панели-подложки для истирающегося покрытия, выполненные, как указано выше, и расположенные напротив лопаток вентилятора. Задние части слоистых структур этих панелей располагаются сзади лопаток вентилятора до звукоизоляционных панелей. Изобретения позволяют упростить изготовление и обслуживание панелей с истирающимся покрытием. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Гондола содержит воздухозаборную конструкцию, обеспечивающую направление воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя, и среднюю конструкцию, включающую в себя кожух (9), который охватывает вентилятор. Кожух охватывает вентилятор по существу до его лопастей (8). Воздухозаборная конструкция соединена с кожухом внутренней панелью (41) при помощи конструктивного кольцевого фланца (15), выполненного таким образом, чтобы обеспечивать удержание, по меньшей мере, одной лопасти в случае, если эта лопасть отломится. Обеспечивается отсутствие на внутренней панели акустических разрывов и вызывающих вибрацию выступов. 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Настоящее изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников газотурбинных двигателей самолетов. Воздухозаборник (10) содержит подводящий воздухопровод (20), удлиненный динамическим входным каналом (30), расположенным вдоль динамической оси (АХ1). Динамический входной канал (30) имеет сетку (40) для защиты от попадания инородных тел. Сетка (40) поступательно перемещается по указанной динамической оси (АХ1) относительно указанного переднего сечения (31). Воздухозаборник (10) включает, по меньшей мере, одно боковое впускное отверстие (50), выполненное в боковой стенке (21), и средства крышки (41) для закрывания указанного бокового впускного отверстия (50), которые перемещаются относительно указанного бокового впускного отверстия (50), и средство перемещения (60), управляемое указанным поступательным движением сетки (40), чтобы вызвать движение указанных средств крышки (41) относительно указанного бокового впускного отверстия (50). Способ оптимизации работы газотурбинного двигателя (2) самолета (1) с помощью воздухозаборника (10) включает удлинение воздухопровода (20) динамическим входным каналом (30), содержащим сетку для защиты (40), перемещающуюся вдоль оси (АХ1), боковые отверстия (50), средства крышки (41), с обеспечением их перемещения пропорционально поступательному движению сетки (40). 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Гондола турбореактивного двигателя включает воздухозаборник, направляющий воздушный поток к вентилятору турбореактивного двигателя, и охватывающий вентилятор центральный отсек, с которым соединен и аэродинамически плавно сопряжен воздухозаборник. Центральный отсек имеет кожух, охватывающий вентилятор, и подвижный капот, обеспечивающий доступ внутрь гондолы. Воздухозаборник содержит внутреннюю панель, прикрепленную с помощью кожуха к центральному отсеку и образующую вместе с ним неподвижную конструкцию гондолы, и продольную наружную панель, съемно прикрепленную к неподвижной конструкции и включающую в себя кромку воздухозаборника. Наружная панель установлена с возможностью смещения из рабочего положения в положение для техобслуживания. В рабочем положении наружная панель аэродинамически плавно сопряжена с наружной конструкцией центрального отсека, а кромка воздухозаборника аэродинамически плавно сопряжена с внутренней панелью воздухозаборника. В положении для техобслуживания наружная панель отодвинута от наружной конструкции центрального отсека, а кромка воздухозаборника отодвинута от внутренней панели воздухозаборника. Изобретение позволяет облегчить техническое обслуживание воздухозаборника с обеспечением независимого доступа в каждый отсек гондолы. 19 з.п. ф-лы, 31 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата осуществляет забор воздуха из пограничного слоя корпуса летательного аппарата и выполнено в виде перфорированной оболочки. Двигатель расположен внутри корпуса летательного аппарата. Технический результат заключается в оптимизации компоновки летательного аппарата и повышении безопасности работы двигательной установки. 2 ил.

Изобретение относится к устройству для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата. Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю, содержащему воздушный входной канал (4), который проходит между внешней поверхностью (5) летательного аппарата и двигателем (3а, 3b), расположенным во внутренней области, причем воздушный входной канал (4) начинается от воздушных входных отверстий (2а, 2b), расположенных в области внешней поверхности (5), при этом с целью реализации концепции двухпутевого воздушного потока, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) ведет из другой точки на внешней поверхности (5) к двигателю (3а, 3b), причем дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент (9а, 9b) крышки входного отверстия, кроме того, подача воздуха к двигателю (3а, 3b) в случае блокировки в воздушном входном отверстии (2а, 2b) переключается на дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') в соответствии с устройством управления. Изобретение позволяет простыми техническими средствами обеспечить минимальный износ двигателя. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 3 ил.

Воздухозаборник (1) для компрессора (2) содержит: впускную часть (11) для всасывания наружного воздуха, при этом впускная часть (11) проходит вдоль первой оси (В); выпускную часть (13) для подачи втянутого воздуха в компрессор (2), при этом выпускная часть (13) проходит вдоль второй оси (С), не расположенной на одной прямой с первой осью (В); соединительную часть (12), соединяющую впускную часть (11) с выпускной частью (13). Первая направляющая перегородка расположена внутри воздухозаборника (1), для отклонения воздушного потока от впускной части (11) к выпускной части (13). Выпускная часть (13) содержит выпускную секцию (14) и направляющее поток устройство, имеющее форму, обеспечивающую направление воздушного потока от нижней стенки (9) выпускной части (13) к выпускной секции (14). Направляющее поток устройство содержит два металлических листовых элемента, расположенных в выпускной части (13). Каждый металлический листовой элемент имеет форму кривой с постоянным радиусом кривизны. Металлические листовые элементы расположены рядом, при этом каждый из них содержит второй конец, прикрепленный к разделительной перегородке, проходящей от середины нижней стенки (9), и в направлении, перпендикулярном нижней стенке (9). 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Входной тракт газотурбинного двигателя содержит опору, воздухоочистительное устройство и защитную сетку, размещенную в воздуховоде, выполненном с возможностью поворота рабочей среды в нем на угол 90°. Один конец воздуховода соединен с входным участком газовоздушного тракта газотурбинного двигателя. Входной тракт дополнительно содержит шумоглушитель, расположенный между выходом воздухоочистительного устройства и входом конфузора. Выход конфузора посредством компенсатора связан с входом воздуховода. Воздуховод и конфузор выполнены с возможностью увеличения скорости движения рабочей среды при ее прохождении по входному тракту на величину 3,5 Vвых.в/Vвх.к 6,5, где Vвых.в - скорость рабочей среды на выходе воздуховода, Vвх.к - скорость рабочей среды на входе в конфузор. Защитная сетка расположена на выходе воздуховода. Достигается повышение надежности, снижение аэродинамического и гидравлического сопротивлений входного тракта при повышении эффективности шумоглушения. 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель летательного аппарата включает воздухозаборник и вентилятор. Внутренняя стенка воздухозаборника имеет соединительный фланец на ее заднем конце и образована компонентом, изготовленным из композиционного материала, состоящего из смолы и волокнистого наполнителя. Выступающий по периферии фланец заднего конца внутренней стенки воздухозаборника присоединен к последней посредством имеющего форму выкружки кольцеобразного профиля. К заднему концу внутренней стенки воздухозаборника прикреплено также подкрепляющее кольцо, поддерживающее кольцеобразный профиль, причем через него проходят первые крепежные детали, прижимаемые относительно взаимодействующих фланцев внутренней стенки воздухозаборника и корпуса вентилятора. Подкрепляющее кольцо закреплено на заднем конце внутренней стенки воздухозаборника посредством вторых крепежных деталей, оси которых ортогональны продольной оси газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет повысить прочность фланцевого соединения воздухозаборника с корпусом вентилятора, за счет исключения расслаивания композиционного материала в месте перехода стенки воздухозаборника во фланец. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель летательного аппарата содержит воздухозаборник, снабженный цилиндрической внутренней стенкой, и вентилятор, заключенный в цилиндрическом корпусе. Задний конец внутренней стенки воздухозаборника и передний конец корпуса вентилятора соединены крепежными деталями, такими как винты или болты. Внутренняя стенка воздухозаборника и/или корпус вентилятора изготовлены из композиционного материала, состоящего из смолы и волокнистого наполнителя. Задний конец внутренней стенки воздухозаборника и передний конец корпуса вентилятора являются однородными, без выступов, таких как периферийные фланцы. Оси крепежных деталей образуют угол, составляющий, по меньшей мере, 60° относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет обеспечить соединение выполненных из композиционных материалов стенки воздухозаборника и корпуса вентилятора без снижения их механической прочности. 15 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинный двигатель летательного аппарата содержит воздухозаборник (2), снабженный цилиндрической внутренней стенкой, и вентилятор (3), снабжаемый воздухом посредством упомянутого воздухозаборника и заключенный в цилиндрическом корпусе. Цилиндрическая внутренняя стенка воздухозаборника и корпус вентилятора образуют единый цилиндрический компонент (30), изготовленный из композиционного материала, состоящего из смолы и волокнистого наполнителя. Композиционный материал может быть основан на углеродном волокне. Цилиндрический компонент присоединен с помощью фланца (32) и болтов к внешнему капоту (22) канала (23) вентилятора. Задний конец (30R) цилиндрического компонента (30) является однородным. Фланец (32) прикреплен и зафиксирован на заднем конце (30R). Изобретение позволяет устранить расслоение композиционного материала. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Сверхзвуковой осесимметричный воздухозаборник содержит центральное тело с поверхностями в виде начальной конической и последующими поверхностями вращения, вдоль которых происходит сжатие и торможение захватываемого сверхзвукового потока, и кольцевой канал. Кольцевой канал образован между поверхностью центрального тела и внутренней поверхностью обечайки, начиная с ее передней кромки, и включает конфузорный участок до горла воздухозаборника, само горло и последующий диффузорный участок. Поверхность вращения центрального тела, по меньшей мере, в области горла внутреннего канала выполнена с равномерно распределенными по ее окружности продольными щелями, поперечный размер которых регулируют с возможностью полного или частичного открытия-закрытия, при этом образуются продольные щелевые протоки, увеличивающие проходные площади кольцевого канала в области горла. Согласно второму варианту поверхности вращения центрального тела и обечайки, по меньшей мере, в области горла внутреннего канала выполнены с равномерно распределенными по их окружности продольными щелями. Продольные щели поверхности вращения центрального тела и обечайки выполняются с возможностью их либо совместного, либо раздельного регулирования. Изобретение повышает возможность регулирования режимов запуска и режимов работы осесимметричного воздухозаборника в запущенном состоянии, а также повышает его эффективность за счет перепуска, слива или принудительного отсоса пограничного слоя. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано для уменьшения эффективной площади рассеяния полости канала двигателя летательного аппарата: воздухозаборника или сопла. Устройство представляет собой расположенный перед лопатками турбины двигателя металлический экран с регулярными отверстиями, образующий с поверхностью полости канала двойную стенку и удерживаемый проставками. Поверхность металлического экрана с регулярными отверстиями по всей длине профилирована одинаковыми продольными гофрами - клинами заданной высоты и периодом повторения, размеры которых определяются из защищаемых соотношений. Изобретение позволяет уменьшить эффективную площадь рассеивания. 9 ил.

Воздухозаборная система газотурбинного двигателя содержит воздухоочистительное устройство и камеру всасывания, выполненную в виде плавно изогнутого на 90° патрубка. Изогнутый патрубок телескопически связан одним концом с выходным участком воздухоочистительного устройства, а другим концом - с входным участком газовоздушного тракта газотурбинного двигателя. На выходном участке воздухоочистительного устройства или на входном участке патрубка размещено защитное заграждение, например сетка с антиобледенительным покрытием. Изобретение позволяет повысить надежность воздухозаборной системы. 1 ил.

Система перекрывания отверстия воздухозаборника, предназначенного для перекрывания впуска воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержит, по меньшей мере, один обтюратор, содержащий стеклянную пластину, выполненную с возможностью полного перекрывания указанного отверстия канала, и, по меньшей мере, одно устройство уничтожения стеклянной пластины обтюратора. Обтюратор содержит множество защитных элементов, выполненных из эластомера, закрепленных, по меньшей мере, на первой стороне стеклянной пластины, которая может подвергаться ударным воздействиям, отделенных друг от друга заранее определенным максимальным расстоянием и полностью перекрывающих первую сторону. Изобретение позволяет предотвратить преждевременное разрушение обтюратора системы перекрывания прямоточного воздушно-реактивного двигателя до того, как будут достигнуты условия для работы в режиме прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.