Пусковые приводы для ротора (F02C7/268)
F02C7/268 Пусковые приводы для ротора(8)
Двухкорпусный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор (S), расположенный на входе газогенератора и ограничивающий первичный поток и вторичный поток. Через упомянутый газогенератор проходит первичный поток, и он содержит компрессор низкого (1) давления, компрессор (2) высокого давления, камеру (3) сгорания, турбину (4) высокого давления и турбину (5) низкого давления.
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к устройствам, обеспечивающим запуск газотурбинного двигателя. Предлагается способ запуска газотурбинного двигателя посредством стартера.
Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, свободную турбину, стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и устройство спонтанного механического соединения газогенератора и свободной турбины.
Приводная система для приведения в действие по меньшей мере одного компрессора. Система содержит газотурбинный двигатель (101), выполненный и установленный с возможностью приведения в действие компрессора (103).
Система быстрой реактивации газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит электрическую машину, питаемую постоянным током от бортовой сети электрического питания. Система также содержит выключатель, установленный между бортовой сетью и электрической машиной, дополнительный набор, содержащий множество N элементов накопления электрической энергии, и блок управления устройством для разрядки элементов накопления энергии.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.
Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления.
Изобретение относится к авиации, в частности к турбореактивным двигателям. .
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .