С помощью форсажных камер (F02K3/10)
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)
F02K3/10 С помощью форсажных камер ( F02K3/105 имеет преимущество)(83)
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя содержит корпус с установленным в нем теплозащитным экраном с образованием между ними канала охлаждения, диффузор, фронтовое устройство.
Изобретения относятся к турбореактивному двигателю и способу его работы. Одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор, турбину, основную непрерывно-детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, газодинамический успокоитель, сопловой аппарат и турбину.
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. В способе работы ТРД перевод форсажного комплекса в режим промежуточного и полного форсажа производят перемещением РУД САУиР из углового положения αруд2 последовательно в угловые диапазоны αpyд3-5 и производят последовательное автоматическое включение конструктивно спаренных коллекторов «второй-третий» и «первый-четвертый» в порядке «второй-третий-первый-четвертый», наращивая тягу промежуточных форсированных режимов последовательным увеличением интенсивности подачи форсажного топлива.
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является снижение потерь полного давления за счет применения в качестве стабилизаторов пламени тел удобообтекаемой формы с организацией вдува струй воздуха с их поверхности на бесфорсажных режимах работы ГТД.
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. В способе работы форсажного комплекса ТРД запуск форсажа производят по командам САУиР с подачей топлива в пусковой коллектор ФК непосредственно от HP через пусковой узел НФ и далее по топливному тракту, включая участок тракта РСФ, которым выполняют требуемое в режиме запуска форсажа дозирование подачи топлива в пусковой коллектор розжига ФК и управляют требуемым изменением критического сечения площади реактивного сопла.
Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя содержит корпус, подключенный к турбине, сопло, топливные или топливно-воздушные коллекторы, к которым подключены форсунки с распылителями. Форсунки с распылителями снабжены микрозавихрителями.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двухконтурных двигателей со смешением потоков. Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, фронтовое устройство с распылителями форсажного топлива, стабилизаторами пламени.
Способ форсирования двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в подаче в основную камеру сгорания форсажного топлива. Коллектор форсажного топлива расположен в зоне вторичного воздуха основной камеры сгорания.
Способ форсирования авиационных двигателей // 2573438
Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой, заключающийся в том, что формируют топливовоздушную смесь и обеспечивают ее горение в основной камере сгорания.
Способ форсажа турбодвигателя-2 // 2568031
Способ форсажа турбодвигателя заключается в том, что в камере сгорания находится два или три последовательных ряда форсунок, в первом и/или дополнительном ряду которых происходит стехиометрическое сгорание топлива.
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя.
Способ форсажа газотурбинного двигателя // 2523510
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).
Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн. .
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей с форсажными камерами сгорания, в частности к фронтовым устройствам форсажных камер сгорания. .
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя. .
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя канал дожигания первичного потока газа, кольцо форсунок и защитный экран топливного коллектора кольца форсунок. .
Форсажная камера газотурбинного двигателя // 2382894
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, который имеет канал для нагревания первичного газового потока с устройством инжекции топлива и средствами защиты для устройства инжекции топлива. .
Изобретение относится к авиастроению, в частности к турбореактивным двухконтурным двигателям с форсажной камерой. .
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к форсажным камерам двухконтурных двигателей (ТРДДФ) со смешением потоков, и может быть использовано в авиадвигателестроении. .
Изобретение относится к устройству для закрепления канала для текучей среды в корпусе турбореактивного двигателя, в частности канала для подачи топлива к кольцу форсунок в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя.
Изобретение относится к силовым установкам воздушно-космических летательных аппаратов и может быть использовано для летательных аппаратов, движущихся в атмосфере. .
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, в частности к авиационным двигателям военного назначения, содержащих форсажные камеры, представляющие диффузор, располагающийся по потоку перед форсажной камерой.
Форсажная камера газотурбинного двигателя // 2335651
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к конструкциям диффузоров форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей. .
Изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей, в частности к форсажным турбореактивным двигателям. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к форсажным камерам сгорания. .
Форсажная камера газотурбинного двигателя // 2280189
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к форсажным камерам. .
Турбореактивный двигатель // 2277181
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и может быть использовано при создании реактивных двигателей, предназначенных для полета летательных аппаратов в атмосфере. .
Изобретение относится к авидвигателестроению, а именно, к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования на летательных аппаратах. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к форсажным камерам сгорания с маскирующими экранами для противодействия боевым средствам поражения противника. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности, к форсажным камерам двухконтурных газотурбинных двигателей. .
