Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель (F02K3)

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)
F02K3/08 - С дополнительным подогревом рабочего тела (форсажные камеры, камеры сгорания F23R); регулирование подогрева (управление топливоподачей F02C9/26)(14)
F02K3/10 - С помощью форсажных камер ( F02K3/105 имеет преимущество)(83)

Способ управления газотурбинной установкой, содержащей электрический двигатель // 2793115
Изобретение относится к способу управления газотурбинной установкой (Т), содержащему электрический двигатель (МЕ), образующий устройство подачи крутящего момента на вращающийся вал (22) высокого давления, при этом в рамках способа определяют заданное значение QCMD расхода топлива и заданное значение TRQCMD крутящего момента, направляемое на электрический двигатель (МЕ), при этом способ управления содержит: этап применения первой цепи регулирования топлива с целью определения заданного значения QCMD расхода топлива, этап применения второй цепи регулирования крутящего момента с целью определения заданного значения TRQCMD крутящего момента, включающий в себя: i) этап определения величины поправки ΔTRQCMD крутящего момента в зависимости от заданного значения скорости перехода NHTrajAccelCons, NHTrajDecelCons, и ii) этап определения заданного значения TRQCMD крутящего момента в зависимости от величины поправки ΔTRQCMD крутящего момента.

Высотный турбовентиляторный двигатель // 2793000
Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к двигателям. Высотный турбовентиляторный двигатель содержит воздухозаборник, вентилятор, два контура движения воздушного потока и две турбины.

Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель криштопа (ктвтрдк) и способ функционирования ктвтрдк // 2791783
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.

Стабилизатор пламени форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя // 2786970
Изобретение относится к области авиации, точнее к воздушно-реактивным двигателям с форсажной камерой. Стабилизатор пламени форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя содержит консольные радиальные элементы и узел подвеса.

Газотурбинный двигатель // 2786843
Изобретение относится к газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель содержит входное устройство, компрессор, турбину, кольцевую камеру сгорания с форсунками, жаровую трубу, кольцевой зазор между внешним кожухом жаровой трубы и корпусом камеры сгорания, сообщающийся с полостью жаровой трубы, жаровая труба снабжена отверстиями для подачи охлаждающего воздуха.

Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя и способ её работы // 2784569
Изобретение относится к форсажной камере сгорания авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей и способу её работы. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки.

Двигательная установка летательного аппарата и летательный аппарат, приводимый в движение такой двигательной установкой, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата // 2782719
Изобретение относится к двигательным установкам летательных аппаратов. Двигательная установка (100) летательного аппарата содержит электрическое приводное устройство (140), выполненное с возможностью приведения во вращение турбинного ротора (104а, 104b), содержащая электрический генератор (142а, 142b) и электрический двигатель (146).

Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя // 2781459
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, кольцевой топливный коллектор, расположенный в проточной части и закрепленный на кольцевом элементе, выполненном разъемным из по меньшей мере трех сегментов, соседние из которых выполнены с возможностью фиксации относительно друг друга по торцам посредством соединения выступ-паз.

Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя // 2779786
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно, к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, расположенные в проточной части.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2776003
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов.
Способ работы двухконтурного газотурбинного двигателя и двухконтурный газотурбинный двигатель // 2770077
Предлагаемый способ работы и устройство газотурбинного двигателя (ГТД) основаны на рациональной организации рабочих процессов и реализации термодинамического цикла, по эффективности близкого к КПД изотермического цикла Карно.

Модифицированное звуковое вторичное сопло // 2767862
Изобретение относится к узлу задней части газотурбинного двигателя (10), содержащему первичное сопло (11), содержащее заднюю кромку и образующее участок проточного тракта первого контура, и вторичное сопло (110), образующее участок проточного тракта второго контура вокруг продольной оси (Х), при этом указанное вторичное сопло выполнено с возможностью выбрасывать смесь потоков, выходящих из проточного тракта (Vs) второго контура и из проточного тракта (Vp) первого контура газотурбинного двигателя (10), при этом вторичное сопло имеет сужающуюся-расширяющуюся форму с критическим сечением (112), соответствующим минимальному сечению сопла (110), при этом вторичное сопло (110) содержит на уровне критического сечения (112) периодическую последовательность лепестков (116, 118), расположенных вдоль внутренней окружности вторичного сопла (110).

Двигатель с боковой тягой для посадки самолетов при боковом ветре // 2766913
Двухконтурный газотурбинный двигатель с возможностью создания боковой тяги предназначен для использования на самолете с возможностью посадки при боковом ветре. На каждой боковой стороне сопла внешнего контура двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка, которая в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.

Аппарат оптимизации потока // 2765312
Изобретение относится к устройствам оптимизации использования воздушного или гидропотока при применении лопастных роторов и может быть использовано в авиационной технике, водной технике и ветроэнергетике.

Турбореактивный двигатель // 2764941
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель позволит значительно увеличить скорость и высоту полёта самолёта, будет обладать значительной экономичностью топлива, уменьшить приёмистость и размеры двигателя по сравнению с двигателями, имеющими форсажную камеру с удлинительной трубой.

Турбореактивный двигатель // 2764341
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Двигатель содержит входное устройство, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания, удлинительную трубу, форсажную камеру сгорания и регулируемое сопло.

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2755449
Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное: где Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто, а Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.

Жидкостный турбинный двигатель // 2749934
Изобретение относится к области двигателестроения. Предлагается жидкостный турбинный двигатель, включающий корпус камеры сгорания с соплом, вал с турбиной, средство подачи топлива и средство питания двигателя электроэнергией, при этом вал двигателя закреплен с выходом наружу корпуса камеры сгорания, на котором с одной стороны в полости камеры смонтирована по меньшей мере одна турбина, а с наружной стороны - средство преобразования вращательного движения вала в механический или электрический привод рабочих органов, в полости камеры сгорания в качестве средства питания электроэнергией смонтирована по меньшей мере одна пара, установленная на расстоянии искрового разряда высоковольтных электродов-разрядников, связанных с преобразователем электрической энергии в высоковольтную и со средством подачи разряда между электродами-разрядниками, на боковых сторонах камеры сгорания смонтировано по меньшей мере одно средство дисперсного распыления в камеру сгорания топлива - очищенной от твердых примесей воды и/или водных растворов.

Авиационный турбореактивный двигатель // 2749234
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям. Предложен авиационный турбореактивный двигатель, содержащий воздухозаборник 1, в цилиндрическом корпусе 2 по оси которого установлен вал 3, последовательно соединенный с многоступенчатым компрессором 4 и турбиной 6, а также агрегат наддува, камеры сгорания 5, кинематическую связь с приводом запуска 9 и выходной аппарат 7.

Газотурбинный двигатель (варианты) // 2747543
Газотурбинный двигатель согласно одному иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, и каскад, который расположен вдоль указанной продольной оси двигателя и приводит в действие редуктор, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.

Механически распределенная силовая установка и способ управления работой летательного аппарата // 2743903
Механически распределенная силовая установка содержит двигатель для создания мощности механического привода, приводной вал, реверсирующую направление трансмиссию и движительный вентилятор. Приводной вал функционально связан с двигателем для приема мощности механического привода.

Турбореактивный двигатель с винтовыми турбинами и комбинированной термокамерой сгорания // 2742157
Изобретение относится к турбореактивным двигателям и может быть использовано для создания аппаратов, способных перемещаться в водной среде, в воздухе и в условиях космического пространства. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности работы двигателя в условиях космического пространства и в условиях водной среды, при сохранении повышенной мощности турбореактивного двигателя и снижении расхода топлива.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2741819
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного турбореактивного двигателя. Известный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления, канал наружного контура, канал внутреннего контура, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, по предложению выполнен в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, установлен за турбиной низкого давления, при этом выходная полость наружного контура сообщена с каналом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с каналом внутреннего контура, причем отношение их площадей в поперечной плоскости равно: где - площадь выходной полости наружного контура; - площадь выходной полости внутреннего контура.

Горелочное устройство для подогрева газообразного потока // 2733566
Изобретение относится к области энергетики. Горелочное устройство для подогрева газообразного потока расположено в канале, при этом в устройстве равномерно установлено множество горелочных модулей, разделенных на периферийные и прицентральные горелки, где к каждому модулю по отдельной магистрали подведено топливо хотя бы из одного коллектора.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель // 2730562
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, к винтовентиляторным авиационным газотурбинным двигателям с задним расположением двухрядного открытого (некапотированного) винтовентилятора, к газотурбинным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2729558
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является повышение надежности и снижение массы конструкции, за счет уменьшения количества деталей, а также упрощение системы управления двигателем.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел // 2728577
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) с раздельным истечением потоков. Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел содержит наружное сопло, турбокомпрессор с газогенератором, обшивку газогенератора, подкапотное пространство под обшивкой газогенератора, внутреннее сопло, центральное тело, полость в центральном теле, потоки из наружного и внутреннего сопел.

Двухтурбовальный реактивный авиационный двигатель // 2728313
Изобретение относится к авиационному двигателестроению. Основой изобретения является возможность создания летательного аппарата вертикального взлета за счет повышения общей мощности двигателя и снижения при этом удельного расхода топлива двигателем, способного обеспечить как быстрый и легкий вертикальный взлет, так и переход на высокоскоростной горизонтальный полет летательного аппарата вплоть до сверхзвукового.

Турбореактивный двигатель // 2727532
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель содержит спрямляющий аппарат и турбину.

Турбореактивный авиационный двигатель // 2724559
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании реактивных двигателей, предназначенных для полета летательных аппаратов в атмосфере за счет реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов и самоподдержания процесса детонации топлива.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом // 2723583
Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур. Внутри внутреннего контура расположены компрессор среднего давления, теплообменник-испаритель, компрессор высокого давления, камера сгорания, турбины.

Газотурбинный двигатель с винтами разного диаметра // 2718866
Газотурбинный двигатель (1) содержит два открытых винта (10, 11), а именно расположенный выше по потоку винт (10) и расположенный ниже по потоку винт (11). Расположенный выше по потоку винт (10) содержит множество лопастей (2а, 2b, 2с), из которых первая лопасть (2а) имеет радиус конца, отличный от радиуса конца второй лопасти (2b, 2с).

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).

Внутренний корпус промежуточного корпуса для турбореактивного двигателя самолета, промежуточный корпус, содержащий такой внутренний корпус, и турбореактивный двигатель, содержащий такой промежуточный корпус // 2714388
Изобретение относится к области турбореактивных двигателей для самолетов, а именно к внутреннему корпусу промежуточного корпуса для турбореактивного двигателя, промежуточному корпусу для турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2711895
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит газогенератор внутреннего контура с компрессором, камерой сгорания и турбиной, соединенной валом газогенератора с компрессором, промежуточный корпус и вентилятор, соединенный валом с турбиной вентилятора, вспомогательные агрегаты с приводом от вала газогенератора внутреннего контура через центральный конический привод и набор шестерен.

Гибридизация компрессоров турбореактивного двигателя // 2708492
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.

Турбореактивный двухконтурный двигатель // 2707105
Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит промежуточный теплообменник, первичный контур которого связан на выходе с последним каскадом компрессора. Последний каскад, включающий центробежный компрессор, камеру сгорания двигателя и центростремительную турбину, расположен вдоль оси двигателя и внутри его внешнего контура.

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя // 2706524
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.

Турбореактивный двигатель с редуктором и камерой сгорания // 2704502
Турбореактивный двигатель содержит корпус с размещенными в нем компрессором высокого давления, соединенным через наружный вал с турбиной высокого давления, компрессором высокого давления, установленным на среднем валу и соединенным с турбиной высокого давления, компрессором низкого давления, соединенным через внутренний вал с турбиной низкого давления.

Двухконтурная газотурбинная установка // 2704435
Двухконтурная газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура и внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения // 2703888
Осевой газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор, оснащенный ротором с по меньшей мере тремя кольцевыми рядами лопаток ротора, два ряда из которых являются противоположно вращающимися рядами, планетарную понижающую передачу, соединяющую указанный вентилятор с указанным ротором компрессора и соединяющую указанные противоположно вращающиеся ряды.

Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления // 2702921
Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании технологических лазерных систем, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя включает подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, ее использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2701034
Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Стабилизатор пламени // 2700815
Стабилизатор пламени для форсажной камеры турбореактивного двигателя содержит стойку желобообразной формы, образующую полость, и тепловой экран, закрепленный в полости стойки. Стабилизатор пламени дополнительно содержит крепежную плиту, имеющую первую лапу, выполненную как единое целое с крепежной плитой , и вторую лапу, установленную с возможностью снятия на плите.

Установка для испытания деталей турбомашины // 2690603
Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытаниям осевых турбомашин для газотурбинных установок. Установка для испытания деталей турбомашины содержит модельный осевой компрессор со съемными деталями, в корпусе которого установлен выходной статор с направляющими лопатками, расположенными в проточном канале компрессора, приводной вал с лопаточным рабочим колесом, расположенным перед выходным статором, кольцевое надроторное устройство, расположенное концентрично проточному каналу, приемники статического давления, размещенные в проточном канале, и комбинированные гребенки, расположенные на входе и выходе проточного канала и имеющие дефлекторы, в которых установлены приемники полного давления и датчики температуры.

Газотурбинный двигатель (варианты) // 2688073
Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, первый подшипниковый узел, второй подшипниковый узел, ступицу компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления установлен вдоль оси двигателя.

Газотурбинный двигатель // 2687861
Газотурбинный двигатель содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, каскад, гондолу вентилятора, внутреннюю гондолу, вентилятор, вентиляторное сопло и внутренний контур. Каскад выполнен с возможностью приведения в действие редуктора и содержит турбину низкого давления с числом ступеней от трех до шести.

Ядерный турбореактивный двигатель // 2686815
Изобретение относится к турбореактивным двигателям атомолетов. Ядерный турбореактивный двигатель включает: ядерный реактор с жидкометаллическим теплоносителем, входное устройство, компрессор, двухсекционную камеру нагревания, турбину, сопло, термоэлектрогенераторы и/или термоэмиссионные преобразователи, электронагревательные элементы, насос, форсажную камеру.

Вентилятор для турбомашины // 2683343
Настоящее изобретение относится к вентилятору, в частности, для турбомашины небольшого размера, такой как турбореактивный двигатель, при этом относительный диаметр ступицы указанного вентилятора равен отношению диаметра внутренней границы входящего воздушного потока (26) у радиально внутренних концов передних кромок лопаток (10) указанного вентилятора к диаметру окружности, на которой расположены внешние концы указанных лопаток вентилятора, и составляет от 0,2 до 0,265.

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя // 2682220
Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя содержит корпус с установленным в нем теплозащитным экраном с образованием между ними канала охлаждения, диффузор, фронтовое устройство.
 
.
Наверх