Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель – F02K 3/00

Турбовинтовая силовая установка разнесенной винтовой схемы с переключающимися реактивными и винтовыми типами тяг воздушного летательного аппарата. Пересечение совмещенной зоной воздушных винтов с взаимным вхождением лопастей в межлопастное пространство друг друга реактивной струи с одновременным нахождением остальных лопастей винтов в окружающем воздушном пространстве. Получение крутящего момента винтами от реактивной струи одной частью позволяет одновременно другой части создавать винтовую силу тяги с образованием воздушного потока одного направления вместе с ослабленной реактивной струей, чем увеличивается мощность в обмен на скоротечность. Вывод из реактивной струи воздушных винтов восстанавливает реактивный принцип движения. Боковой способ совместного получения крутящего момента в зоне частично совмещенных винтов позволит другим свободным частям реализовывать силу тяги без взаимного негативного влияния друг на друга. Достигается уменьшение затрат на охлаждение, повышается безопасность и эффективность. 21 ил.

Система винтов противоположного вращения для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый винт и второй винт противоположного вращения, предназначенные для приведения во вращение вокруг продольной оси системы винтов, механическое устройство трансмиссии, картер. Первый винт расположен в данном направлении относительно упомянутого второго винта. Первый и второй винты содержат, каждый, втулку, центрованную по продольной оси, расположенную концентрично с ней наружную обечайку, участвующую в радиальном ограничении наружу главного кольцевого потока, а также соединительные стойки, соединяющие наружную обечайку с втулкой. Механическое устройство трансмиссии приводится в движение свободной силовой турбиной и приводит в движение первый и второй винты. Картер установлен между свободной силовой турбиной и первым и вторым винтами. Винты расположены в упомянутом данном направлении относительно картера. Свободная турбина проходит в противоположном направлении относительно этого же картера. Картер содержит удлинитель картера в упомянутом данном направлении, являющийся опорой при вращении втулки второго винта. Соединительные стойки второго винта расположены в упомянутом противоположном направлении, проходя в радиальном направлении наружу. Изобретение направлено на уменьшение габаритных размеров и массы газотурбинного двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ форсажа газотурбинного двигателя заключается в подаче в камеру сгорания или в компрессор количества топлива, необходимого для его полного сгорания. Также осуществляют подачу в камеру сгорания дополнительного топлива в количестве, необходимом для снижения температуры газов в камере сгорания до безопасного предела (атмофорсаж). При включении атмофорсажа двигателя, выходе из турбины в атмосферу одновременно включают поджигающее устройство любого типа. 1 з.п. ф-лы.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, и контроллер. Выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления. Выход электрохимического генератора связан с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления. Контроллер связан с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполнен с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания. Изобретение направлено на уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение экономичности. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

.

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Гибридный двойной газотурбинный двигатель является аналогом и воздушно-реактивного двигателя, и газовой турбины и представляет из себя турбину в турбине, расположенные соосно, главным отличием которого является то, что воздух (рабочее тело) в конфузорной части не сжимается, а разгоняется и направляется в сопла, где установлена или установлены камеры сгорания и где полученная воздушная смесь (или смеси) расширяется и смешивается между собой и направляется на лопатки ротора, на одном валу с которым может быть установлена дополнительная турбина или генератор. Достигаются следующие преимущества - меньше температура рабочего тела двигателя, более эффективное использование тепловой энергии, не требуется сжатие рабочего тела, простота конструкции и компактность, а поэтому и простота обслуживания, и возможность использования любого жидкого топлива. 1 ил.

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. Газ, вытекающий из камеры сгорания топлива в сверхзвуковое реактивное сопло, перед поступлением в сопло предварительно смешивают в камере смешения газов с атмосферным воздухом, имеющим степень сжатия >40. Смешивание вытекающего из камеры сгорания топлива газа с атмосферным воздухом примерно той же плотности увеличивает массу газа, поступающего в сопло, что повышает летный КПД сопла и, соответственно, повышает КПД двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура. Кольцевая полость на выходе соединена через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом. Кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов. Изобретение позволяет повысить эффективность смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снизить гидравлическое сопротивление и повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов. 4 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн. Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, содержит корпус, в котором установлены последовательно воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина, лопатки турбины, форсажная камера сгорания, внутренняя поверхность которой покрыта теплозащитным покрытием с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, обтекатель задней опоры турбины, выполненный в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°C, и реактивное сопло с горлом, радиус которого меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины. Турбореактивный двигатель самолета может быть выполнен с реактивным соплом с горлом, радиус которого равен или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины. При осуществлении способа защиты турбореактивного двигателя обеспечивают одновременное облучение радиоволнами СВЧ диапазона через упомянутое горло реактивного сопла лопаток турбины и обтекателя задней опоры турбины, а радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины, - многократное облучение упомянутого теплозащитного покрытия, при этом через реактивное сопло обеспечивают одновременное излучение наружу радиоволн с уменьшенной амплитудой после их многократного отражения от теплозащитного покрытия и радиоволн, отраженных от упомянутых лопаток турбины. Обеспечивается уменьшение вероятности поражения самолетов с турбореактивными двигателями. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбореактивный двигатель содержит корпус высокого давления, корпус низкого давления, гондолу и электрический генератор. Корпус низкого давления приводит во вращение вентилятор, расположенный в неподвижном картере, являющемся частью гондолы. Электрический генератор расположен в вентиляторе и отбирает от него мощность. Электрический генератор содержит ротор, встроенный в вентилятор, и содержит постоянные магниты, закрепленные на лопатках вентилятора. Также электрический генератор дополнительно содержит статор, встроенный в картер вентилятора, и дополнительно содержит отражатель, установленный в картере вентилятора для охлаждения указанного статора. Такое расположение электрического генератора позволяет избежать проблем с работой двигателя в режиме малого газа и обеспечивает преобразование механической мощности в электрическую мощность с повышенным КПД. Кроме того, установка и техническое обслуживание электрического генератора упрощаются за счет его расположения на уровне вентилятора. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя установленные последовательно по потоку первый компрессор, снабженный, по меньшей мере, одним рядом компрессорных лопаток, распределенных по окружности первого компрессора, камеру (23) сгорания и первую турбину, снабженную, по меньшей мере, одним рядом турбинных лопаток, распределенных по окружности первой турбины. Первый компрессор и первая турбина жестко соединены первым валом с возможностью вращения. Первая турбина приспособлена для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель в зависимости от скорости вращения первой турбины. Ротор первой турбины расположен непосредственно за камерой сгорания ниже по потоку, так что не имеется сопловых лопаток или подобных отклоняющих газовый поток компонентов в зоне ниже по потоку от камеры сгорания и выше по потоку от первого ротора турбины. Газотурбинный двигатель также включает средства для регулирования скорости вращения первой турбины. Изобретение направлено на создание газотурбинного двигателя, в частности газотурбинного двигателя для приведения в движение летательного аппарата, потребление топлива которого ниже, чем у обычных газотурбинных двигателей. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета. Двухконтурный турбореактивный двигатель включает воздухо-воздушный теплообменник в канале наружного контура, а также смеситель и сопло, расположенные на выходе. Теплообменник выполнен секционным и размещен в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха под углом =(10-30)° к радиальной плоскости. Смеситель установлен несимметрично относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура. Выходное сопло на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением. Нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе и с соотношением размера удлиненной части нижней стенки к высоте горла сопла 1-5. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя за счет снижения гидравлических потерь в канале наружного контура и снизить уровень шума. 5 ил.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом. Газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора. Каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов. Газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла. Сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета равен диаметру фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки. Изобретение позволяет повысить экономичность силовой установки, снизить ее осевые габариты и вес, а также повысить эксплуатационную технологичность и ремонтопригодность силовой установки. 5 ил.

Система (1) воздушных винтов противоположного вращения газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит первый и второй винты (6, 8), каждый из которых включает в себя систему (26, 56) управления установкой лопастей. Указанная система управления содержит вращающиеся средства (38, 68) привода, обеспечивающие поступательное перемещение скользящего элемента (28, 58) для поворота лопастей на заданный угол атаки. Согласно изобретению система воздушных винтов дополнительно содержит также средства (72) сцепления, позволяющие неподвижно соединять во вращении первые и вторые вращающиеся средства (38, 68) привода, при этом система воздушных винтов выполнена так, что при включении этих средств (72) сцепления возникает относительная скорость вращения между скользящими элементами (28, 58) и их соответствующими вращающимися средствами (38, 68) привода, что приводит лопасти (6а, 8а) в положение флюгирования. Позволяет получить надежное и быстрое флюгирование лопастей обоих воздушных винтов. 3 н. и 4 з.п.ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель выполнен с двумя входным и выходным вентиляторами противоположного вращения, установленными на входе компрессора низкого давления и приводимыми во вращение двумя коаксиальными валами противоположного вращения. Каждый из коаксиальных валов связывает вентиляторное колесо с, по меньшей мере, одним размещенным на выходе колесом турбины низкого давления. Колесо выходного вентилятора связано выходной частью со своим приводным валом. Изобретение позволяет освободить под колесом вентилятора пространство для крепления балансировочных накладок колеса выходного вентилятора, уменьшить массу и длину суппорта входного приводного подшипника. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя с двойным потоком, содержащая внутреннюю аэродинамическую часть (11) и внешнюю аэродинамическую часть (12), совмещенные в радиальном направлении (Z) и разделенные платформой (10), причем внутренняя аэродинамическая часть (11) содержит один аэродинамический профиль (13), а внешняя аэродинамическая часть (12) содержит, по меньшей мере, два аэродинамических профиля (14), причем ребра атаки указанных аэродинамических профилей (14) указанной аэродинамической части (12) лопасти аксиально выровнены в ряд. Достигается уменьшение количества лопастей вентилятора при сохранении удовлетворительного качества за счет сохранения повышенного относительного шага внутренней аэродинамической части (11) лопасти вентилятора. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению. Роторно-реактивный двигатель содержит корпус с расположенным в нем ротором и с закрепленным на корпусе компрессором. На поверхности ротора выполнены равноудаленные друг от друга полости. В корпусе расположены выпускные сопла, впускные каналы и топливные форсунки. Корпус выполнен в форме разъемного пустотелого тора, соединенного резьбовыми элементами по внешней стороне тора. Ротор выполнен в форме сплошного тора, жестко закрепленного на диске, жестко закрепленном на валу. Сечение полостей ротора в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, образовано тремя сторонами - частью тора корпуса по его окружности, частью радиуса окружности тора ротора, частью хорды окружности тора ротора. Корпус компрессора выполнен также в форме разъемного пустотелого тора. Поршень-ротор компрессора выполнен в форме тора со скошенным по эллипсной траектории краем, имеющим поверхность, параллельную валу ротора, с которой сочленены две подпружиненные заслонки. Подпружиненные заслонки расположены радиально между двумя парами впускных и выпускных отверстий компрессора и в опущенном положении закрывают радиальное сечение тора поршня-ротора. Впускные отверстия компрессора через клапаны присоединены к системе подготовки воздуха. Выпускные отверстия компрессора через клапаны присоединены к резервуару со сжатым воздухом. Резервуар через клапаны присоединен к впускным каналам двигателя. Изобретение направлено на повышение удельной мощности двигателя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель выполнен с задним расположением открытого винтовентилятора с газогенератором и газовым каналом во втулке винтовентилятора на выходе из газогенератора, а также с размещенными в полых стойках хвостовиками лопастей винтовентилятора. С внешней стороны от газового канала выполнена кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с выходом из первой ступени компрессора газогенератора, а на выходе - с атмосферой через размещенные перед роторами винтовентилятора переднее и заднее лабиринтные уплотнения, а также через стойки и дополнительное сопло в заднем конусе втулки винтовентилятора. Лабиринтные уплотнения соединены на выходе с направленными против потока набегающего воздуха дополнительными кольцевыми передним и задним воздухозаборниками, расположенными на втулке перед передним и перед задним роторами винтовентилятора соответственно. Дополнительное сопло выполнено с возможностью регулирования его проходной площади. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности двигателя путем исключения паразитных утечек газа из газового кольцевого канала винтовентилятора. 5 ил.

Турбореактивный двигатель содержит корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло. Затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части. В охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя. Смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха. Форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени. Малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла. Изобретение позволяет снизить уровень инфракрасного излучения турбореактивного двигателя в заднюю полусферу самолета и потери полного давления, а также уменьшить габариты и массу выходного устройства двигателя. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Двухконтурная турбомашина, по существу, содержит вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину, выхлопной корпус и вспомогательный воздушный компрессор, приводимый в действие двигателем Стирлинга. Двигатель Стирлинга установлен ниже по потоку от камеры сгорания и имеет горячую камеру в термическом контакте с потоком горячих газов, выходящих из турбины, и холодную камеру в термическом контакте с потоком холодных газов, создаваемым вентилятором и проходящим вокруг турбины и выхлопного корпуса. Изобретение направлено на снижение удельного расхода топлива. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам и способам использования алгоритма регулировки динамики горения совместно с камерой сгорания с множеством индивидуальных отсеков. Согласно одному варианту осуществления изобретения способ управления газотурбинным двигателем с помощью схемы двигателя может быть реализован для двигателя, содержащего множество индивидуальных отсеков. Способ содержит этапы получения информации рабочей частоты для множества индивидуальных отсеков двигателя, определение вариаций информации рабочей частоты, по меньшей мере, между двумя индивидуальными отсеками, определение среднего значения, по меньшей мере частично, на основе вариации, а также определение, превышает ли среднее значение, по меньшей мере, одно рабочее пороговое значение и управление двигателем, чтобы модифицировать, по меньшей мере, одну из рабочих частот, если, по меньшей мере, одно рабочее пороговое значение превышено. Изобретение позволяет повысить качество регулировки динамики горения и эффективность работы камеры сгорания. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице. Ступица имеет в области каждого основания лопатки внешний скос (38) и внутренний скос (40), вытянутые от задней кромки (30) лопатки до ее передней кромки (28). Внутренний и внешний скосы сходятся на входе передней кромки лопатки для образования выступающего утолщения (42), имеющего профиль, спиральный вокруг оси ступицы, для обеспечения принудительного течения газового потока в каждый проход течения для огибания основания лопатки, в основном, с внешней стороны последней, а внешний скос имеет профиль, наклонный относительно внешней поверхности спирали для того, чтобы отклонить газовый поток, проходящий в соответствующий проход течения от внешней стороны лопатки к внутренней поверхности соседней лопатки. Достигается улучшение эффективности компрессии и подкачки компрессора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ форсажа турбодвигателя заключается в подаче в камеру сгорания и/или перед компрессором и/или в ступень компрессора горючей жидкости или газа в количестве, обеспечивающем полное сгорание части их и охлаждение образовавшихся газов путем испарения излишков горючей жидкости или газа. При увеличении подачи горючей жидкости или газа до стехиометрического соотношения в камеру сгорания и/или в компрессор и/или в ступень компрессора производится возрастающая подача испаряющейся негорючей жидкости, которая после достижения стехиометрического соотношения замещается подачей горючей жидкости или газа. Негорючей жидкостью является вода или ее смесь с гликолями и/или смачивателями и/или масляной эмульсией, а горючей жидкостью является керосин или этиловый эфир, или спирт, или пропан, или метан. Изобретение направлено на повышение тяги двигателя и мощности турбины. 6 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к арматуростроению и предназначена для закрепления уплотнительного элемента к створке клапана разгрузки, применяемого в двигателях, в частности газотурбинном двигателе, например, турбореактивном или турбовинтовом двигателе самолета. Клапан разгрузки содержит створку (116, 216), уплотнительную прокладку герметизации (152, 252) и средства (158, 258) крепления этой уплотнительной прокладки герметизации на периферийной кромке створки. Створка (116, 216) предназначена для установки с возможностью ее поворота относительно оси (120) между положением перекрытия отверстия (14), предназначенного для прохождения воздуха, и положением открытия этого отверстия. Уплотнительная прокладка герметизации (152, 252) проходит вдоль, по меньшей мере, части периферийной кромки створки. Створка и средства крепления уплотнительной прокладки герметизации изготовлены из пластического материала и сформированы в виде единой детали или жестко скреплены друг с другом при помощи сварки или приклеивания. Имеется также газотурбинный двигатель, который содержит, по меньшей мере, один упомянутый выше клапан разгрузки. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции клапана и соответственно газотурбинного двигателя в целом. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбовентиляторный двигатель с изменяемым циклом содержит больший одноступенчатый первый вентилятор, первый и второй внешние контуры, первое и второе реактивные сопла. За большим одноступенчатым первым вентилятором непосредственно следует сообщающийся с ним по текучей среде меньший одноступенчатый второй вентилятор. Оба вентилятора независимо соединены с соответствующими турбинами. Первый внешний контур связан по текучей среде с вторым вентилятором и окружает внутренний контур двигателя, включающий в себя компрессор, камеру сгорания, турбину, соединенную с компрессором. Второй внешний контур окружает первый внешний контур и по текучей среде сообщается с первым вентилятором. Первое реактивное сопло выполнено с возможностью непосредственного сообщения по текучей среде и с внутренним контуром двигателя, и с первым внешним контуром. Второе реактивное сопло выполнено с возможностью сообщения по текучей среде с вторым внешним контуром. Первый внешний контур непосредственно связан с вторым вентилятором и обеспечивает выпуск потока первого внешнего контура через первое реактивное сопло, независимо и в параллельном течении со вторым реактивном соплом. Поток второго внешнего контура во втором внешнем контуре взаимодействует с инверсионными стойками направления потока и вследствие этого избирательно выпускается через второе сопло. Изобретение направлено на снижение уровня шума выхлопа, уменьшение веса и улучшение аэродинамических характеристик вентилятора. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Описаны авиационный двигатель и способ его работы с воздушными винтами (23, 24) противоположного вращения. Двигатель имеет передний и задний воздушные винты, содержащие лопасти с изменяемым углом наклона. Во время фазы полета на крейсерском режиме двигатель работает с постоянной окружной скоростью конца лопасти воздушного винта. Во время, по меньшей мере, отрыва от земли, набора высоты или захода на посадку окружная скорость конца лопасти, по меньшей мере, одного из воздушных винтов больше, чем окружная скорость конца лопасти при полете на крейсерском режиме. Осуществляют закрытие лопастей от их угла наклона при полете на крейсерском режиме до их угла наклона при заходе на посадку. Передний воздушный винт (23) имеет, по меньшей мере, 9 лопастей (Nf=9) и диаметр Df. Задний воздушный винт (24) имеет максимальное число лопастей Nr=Nf минус, по меньшей мере, 3. Передний и задний воздушные винты (23, 24) разделены аксиальным зазором х. Отношение x/Df находится в диапазоне, составляющем от 0,15 до 0,4. Двигатель может быть газотурбинным, дизельным, или бензиновым, или работающим на топливных элементах. Достигается уменьшение шума. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя содержит радиальные охлаждаемые створки. Охлаждаемые створки имеют аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке и имеют возможность поворота вокруг своей оси. При синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок образуется плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора. Аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства. Поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете. Внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы. Внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора. Радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку. Изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах. 2 ил.

Газотурбинный двигатель с вентиляторами противоположного вращения содержит последовательно в направлении вниз по потоку секцию вентиляторов противоположного вращения, газогенератор с положительным смещением осевого потока и турбину низкого давления противоположного вращения, функционально соединенную с секцией вентиляторов противоположного вращения. Газогенератор с положительным смещением осевого потока представляет собой каскад высокого давления с постоянным смещением осевого потока и включает в себя впуск, сердечник и секцию камеры сгорания. Впуск разнесен в осевом направлении и расположен выше по потоку от выпуска. Сердечник включает в себя внутренний корпус, расположенный внутри внешнего корпуса. Внутренний и внешний корпусы проходят от впуска к выпуску и имеют смещенные внутреннюю и внешнюю оси соответственно. По меньшей мере, один из внутреннего и внешнего корпусов выполнен с возможностью вращения вокруг соответствующей одной из внутренней и внешней осей. Внутренний и внешний корпусы имеют взаимодействующие внутреннюю и внешнюю спиральные лопасти, проходящие вокруг внутренней и внешней осей соответственно. Внутренние и внешние спиральные лопасти проходят в радиальном направлении наружу и внутрь соответственно. Сердечник имеет первую, вторую и третью секции, расположенные последовательно в направлении вниз по потоку, проходящие между впуском и выпуском. При этом внутренние и внешние спиральные лопасти имеют первые, вторые и третьи спиральные изгибы в первой, второй и третьей секциях соответственно. Первые спиральные изгибы меньше, чем вторые спиральные изгибы, а третьи спиральные изгибы меньше, чем вторые спиральные изгибы. Секция камеры сгорания проходит в осевом направлении вниз по потоку, по меньшей мере, через участок второй секции. Изобретение направлено на повышение эффективности двигателя, уменьшение его веса, снижение затрат на производство, монтаж и ремонт. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 19 ил.