Расположение отверстий вдоль жаровой трубы (F23R3/06)
F23 Способы и устройства для сжигания топлива(12992)
F23R Получение продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости, например камеры сгорания газовых турбин (химические реакции при производстве газа C06D5; газотурбинные двигательные установки, характеризующиеся устройством камеры сгорания в установке F02C3/14; устройство дожигательных камер в реактивных двигательных установках F02K3/10; камеры сгорания ракетных двигательных установок F02K9; использование таких продуктов по определенному назначению, см. соответствующие подклассы)
(775)
F23R3/06 Расположение отверстий вдоль жаровой трубы(36)
Узел для газотурбинного двигателя // 2787833
Изобретение относится к узлу для газотурбинного двигателя, содержащему камеру (1) сгорания, имеющую на своем выходном конце проходящий радиально выходной фланец (6), направляющий аппарат (2), расположенный на выходе из камеры (1) сгорания и содержащий полку (11, 12), от которой в радиальном направлении отходит по меньшей мере одна лопатка (13), при этом полка (11, 12) содержит входной бортик, расположенный радиально и ограничивающий вместе с расположенным напротив выходным фланцем (6) пространство (15), сообщающееся с камерой (1) сгорания на своем радиально внутреннем конце и закрытое на своем радиально наружном конце уплотнительными средствами (17, 18), закрепленными на направляющем аппарате (2).
Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией содержит по меньшей мере одну систему переменного открывания для автоматического регулирования конфигурации горения внутри жаровой трубы (101) в зависимости от температуры воздуха, в частности воздуха, поступающего из компрессора.
Камера сгорания газовой турбины // 2757552
Изобретение относится к камере сгорания газовой турбины. Камера сгорания газовой турбины включает в себя гильзу сгорания, которая образует полость камеры сгорания, в которую подаются топливо и воздух для выработки газа сгорания, гильзу, прикрепленную к внешней окружной поверхности гильзы сгорания для образования пространства с этой внешней окружной поверхностью, и отверстие демпфирования динамики давления, сформированное в гильзе сгорания, снабженной гильзой, для сообщения между указанным пространством и полостью камеры сгорания, причем эта камера сгорания газовой турбины содержит направляющий козырек для охлаждающего воздуха, установленный на внутренней окружной поверхности гильзы сгорания для формирования пленкообразного воздушного потока вокруг области, в которой сформировано отверстие демпфирования динамики давления.
Кольцевой камере (10) сгорания, содержащей первую кольцевую стенку (12) и вторую кольцевую стенку (13), коаксиальные вокруг одной оси (Х), дно (14) камеры, соединяющее первую и вторую стенки (12,13), и множество форсунок (16).
Камера сгорания содержит корпус, жаровую трубу, расположенную в корпусе и имеющую внутреннюю поверхность, ограничивающую полость для приема горячих рабочих газов из зоны горения камеры сгорания, и наружную поверхность.
Узел для камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащий вкладыш и кольцевой элемент // 2683996
Изобретение относится к камере сгорания газотурбинного двигателя. Узел камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит вкладыш для камеры сгорания газотурбинного двигателя и кольцевой элемент.
Пористая структура для использования в ауксетичном материале содержит жесткое или полужесткое тело с первым множеством первых продолговатых отверстий и вторым множеством вторых продолговатых отверстий. Каждое из продолговатых отверстий имеет большую ось и малую ось.
Изобретение относится к твердым телам, имеющим искусственные пористые структуры, и касается низкопористого ауксетического листового материала. Конструкционный материал содержит конструкцию из структур с продолговатыми порами, причем каждая из структур с продолговатыми порами включает в себя одну или более субструктур, первое множество первых структур с продолговатыми порами и второе множество вторых структур с продолговатыми порами, причем каждая из первых и вторых структур с продолговатыми порами имеет большую ось и малую ось, большие оси первых структур с продолговатыми порами перпендикулярны большим осям вторых структур с продолговатыми порами, первые и вторые множества структур с продолговатыми порами расположены в матрице рядов и столбцов, при этом каждый из рядов и каждый из столбцов выполнен чередующимся между первыми и вторыми структурами с продолговатыми порами, первые и вторые структуры с продолговатыми порами выполнены в форме двутавровых щелевых отверстий, так что пористость структур с продолговатыми порами ниже значения около 10%, и конструкция из структур с продолговатыми порами определяет элементарные ячейки, которые в качестве реакции на одноосное напряжение обеспечивают демонстрацию листовым материалом поведения с отрицательным коэффициентом Пуассона.
Обечайка камеры сгорания турбомашины // 2626876
Обечайка камеры сгорания турбомашины содержит отверстия (39) разбавления, вентиляционные отверстия (38), окружающие отверстия (39) разбавления и более тонкие и более многочисленные, чем последние. Обечайка содержит пластинки (40), проходящие над и вокруг отверстий (39) разбавления на внешней стороне обечайки (2, 3), при этом обечайка лишена вентиляционных отверстий (38) в частях, расположенных под пластинками.
Изобретение относится к энергетике. Элемент (14) теплозащитного экрана, в частности, для облицовки стенки камеры сгорания, включающий в себя первую стенку (17) с горячей стороной (18), на которую может подаваться горячая среда, с противолежащей горячей стороне (18) холодной стороной (19) и с круговой кромкой (24), которая проходит по первой боковой стороне (20), второй боковой стороне (21) и третьей боковой стороне (22) первой стенки (17) за пределы холодной стороны (19), в основном, до первой высоты (25), причем круговая кромка (24) на четвертой боковой стороне (23) проходит до второй высоты (26), которая меньше первой высоты (25) и, что, в основном, на второй высоте (26) вторая стенка (27) противолежит холодной стороне (19) и проходит по ширине четвертой боковой стороны (23) от четвертой боковой стороны (23) через часть длины смежных с четвертой боковой стороной (23) боковых сторон (20, 22), причем вторая стенка (27) на своем обращенном от четвертой боковой стороны (23) конце (28) имеет кромку (29), которая проходит до первой высоты (25).
Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя выполнена с наружным кожухом, внутренним кожухом, передней стенкой и разнесенными по окружности желобками и образованными одним или обоими внутренним кожухом и/или наружным кожухом и закрученными вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, и разнесенными по кругу сопла в наружном кожухе.
Тангенциальная и беспламенная кольцевая камера сгорания для использования в газотурбинных двигателях // 2618785
Способ впрыска вступающих в реакцию горения веществ в камеру сгорания газотурбинного двигателя осуществляют в камере сгорания, содержащей наружную оболочку, перфорированную переднюю стенку, кольцевое отверстие, первые и вторые форсунки, осуществляют в следующей последовательности.
Стенка камеры сгорания // 2614305
Кольцевая стенка камеры сгорания турбомашины содержит холодную сторону и горячую сторону и имеет по меньшей мере одно первичное отверстие для обеспечения возможности проникновения первого потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки, на горячую сторону стенки для обеспечения сгорания топлива внутри камеры сгорания и множество охлаждающих отверстий.
Кольцевая камера сгорания турбомашины // 2606460
Изобретение касается кольцевой камеры сгорания, содержащей две круговые стенки, внутреннюю и наружную, соединенные выше по потоку кольцевой стенкой днища камеры, через которую проходят системы впрыска, содержащие каждая, по меньшей мере, одну спираль, предназначенную для выдачи потока воздуха, вращающегося ниже по потоку от инжектора топлива, и неподвижный конус в форме усеченного конуса ниже по потоку от спирали, образованный с кольцевым рядом отверстий впрыска воздуха.
Способ просверливания стенки камеры сгорания // 2599320
Изобретение относится к области самолетостроения и может быть использовано для процесса просверливания стенок (12, 13) деталей турбомашин. Способ (100) включает в себя этап предварительного расчета (101) механических напряжений, которые воздействуют на стенку (12, 13) детали при работе турбомашины, и этап просверливания (102) по меньшей мере одного отверстия (21) в предопределенной зоне упомянутой стенки (12, 13).
Кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию для охлаждения этой стенки.
Камера сгорания для газовой турбины содержит внутренний корпус и наружный корпус. Внутренний корпус содержит внутренний стеночный элемент, который содержит группу первых отверстий и группу вторых отверстий.
Кольцевая стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя имеет холодную и горячую стороны и содержит множество первичных отверстий, множество отверстий разбавления и множество отверстий охлаждения. Множество первичных отверстий распределено в соответствии с окружным рядом для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для создания воздушно-топливной смеси.
Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации // 2539949
Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой, внутренней боковой стенкой и торцевой стенкой кольцевой камеры, соединяющей один конец внешней боковой стенки с одним концом внутренней боковой стенки.
Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержит коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру.
Камера сгорания // 2470227
Газотурбинный двигатель // 2382892
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, в частности к жаровым трубам камер сгорания, и может быть использовано в авиационной промышленности, энергетике, судостроении и других областях техники.
Камера сгорания // 2243448
Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для сжигания топливно-воздушной смеси, в которых применяется пленочное охлаждение, организуемое с помощью отверстий в стенке, направляющих воздух вдоль охлаждаемой поверхности, а также и других отраслях техники, например в ГТД, в котельных установках и т.п.
Камера сгорания // 2162194
Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно, к газотурбинным двигателям с циклонной системой охлаждения стенок жаровых труб камер сгорания. .
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2066424
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к высокотемпературным камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД). .
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2066423
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД). .
Изобретение относится к турбомашиностроению, в частности к авиадвигателестроению. .
Изобретение относится к турбостроению, в частности к камерам сгорания газотурбинных двигателей. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Изобретение относится к турбостроению. .
Охлаждаемый корпус // 1373045
Охлаждаемая секция жаровой трубы // 1226944
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к камерам сгорания газотурбинных двигателей. .
