В которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания (F02K3/02)

F Механика; освещение; отопление; двигатели(231808)

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)

F02K3/02 В которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания(49)

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.

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 // 2674848

Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло.

Турбомашина, содержащая средства измерения скорости и крутящего момента вала турбомашины, и способ контроля упомянутого вала // 2654796

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один осевой вал (2), установленный вращающимся в корпусе турбомашины; причем турбомашина содержит эталонную кольцевую деталь (10), содержащую короткие (11) и длинные (12) продольные эталонные зубья, первые средства обнаружения прохождения коротких (11) и длинных (12) эталонных зубьев для измерения скорости вала (2) турбомашины (1) вокруг его оси (X), угломерную кольцевую деталь (20), содержащую продольные угломерные зубья (21), и вторые средства обнаружения прохождения длинных (12) эталонных зубьев и угломерных зубьев (21) для измерения крутящего момента вала (2) турбомашины.

Клапанный узел канала перепуска компрессора // 2642991

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с установленным с возможностью осевого перемещения внутри внутреннего корпуса кольцевым затвором профилированной формы, привод.

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления // 2637159

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя // 2633495

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания.

Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы // 2631847

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока.

Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя // 2630630

Газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, вентилятор и систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси.

Разделитель потока газа с устройством для предотвращения обледенения, содержащим тепловой мост // 2591068

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки. Устройство для предотвращения обледенения содержит, по меньшей мере, металлическую лопатку, которая находится в тепловом контакте с передней кромкой и проходит от передней кромки к заднему краю разделителя на некотором расстоянии от передней кромки для того, чтобы находиться в тепловом контакте с источником тепла (24), расположенным на некотором расстоянии от передней кромки.

Лопасть, в частности лопасть регулируемого шага, винт, содержащий такую лопасть, и турбомашина // 2590766

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A).

Устройство подачи текучей среды в гидравлический силовой цилиндр для управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом // 2589815

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя.

Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления // 2587509

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.

Водородный воздушно-реактивный двигатель // 2553052

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания.

Способ работы компрессорного воздушно-реактивного двигателя // 2495269

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.

Турбореактивный двигатель // 2480604

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета. .

Разгрузочное устройство для турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, содержащий такое устройство // 2467194

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. .

Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе // 2447308

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.

Турбореактивный двигатель // 2418969

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .

Газотурбинная установка // 2406854

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .

Газотурбинная установка // 2396452

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. .

Газотурбинная установка // 2396451

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .

Газотурбинная установка // 2396448

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .

Газотурбинная установка // 2389894

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя. .

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2384723

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях. .

Турбореактивный двигатель // 2367798

Турбовентиляторный реактивный двигатель со вспомогательной распределенной опорой // 2365777

Двигатель для летательного аппарата // 2323362

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов. .

Газотурбинная установка // 2305789

Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода внешней нагрузки, преимущественно электрогенератора в составе электростанции, или для механического привода. .

Воздушно-реактивный двигатель // 2305200

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкциям воздушно-реактивных двигателей. .

Двигатель для высокоскоростного летательного аппарата // 2280779

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для высокоскоростных летательных аппаратов. .

Способ создания реактивной тяги и устройство для его осуществления в виде комбинированного воздушно-реактивного двигателя // 2280778

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве. .

Способ дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя и устройство для его осуществления // 2278293

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к приспособлениям, связанным с нагнетанием воздуха в камеры сгорания упомянутых двигателей, дополнительным сжатием воздуха непосредственно в указанных камерах сгорания и обеспечением на этой основе повышения мощности двигателей и увеличения создаваемой ими реактивной тяги.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2269021

Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками. .

Устройство для соединения смесителя с корпусом наружного контура двухконтурного газотурбинного двигателя // 2263220

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .

Устройство предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) на взлетном режиме // 2251012

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. .

Силовая установка для летательного аппарата // 2239079

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. .

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2224905

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. .

Газотурбинная установка // 2224900

Турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков, осерадиальный компрессор, компрессор высокого давления осерадиального типа // 2220310

Способ повышения тяги реактивных двигателей и устройство для его осуществления // 2215889

Изобретение относится к двигателестроению. .

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2208177

Изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей и позволяет повысить надежность работы изделия путем авторегулируемого перепуска воздуха из-за компрессора во второй контур. .