Опубликовано в «Бюллетене изобретений» № 17 за 1962 r, Известна выхлопная система турбовинтового двигателя вертолета, содержащая окно в силовом корпусе двигателя между турбиной и редуктором. В окно вставляется выхлопной патрубок для направления выхлопа в определенную сторону. При необходимости направить выхлоп

B другую сто рону требуется частичная переборка такого двигателя.

Предлагаемая выхлопная система обеспечивает взаимозаменяемость правого и левого двигателей при спаренной установке их на вертолете, Это достигается тем, что с разных сторон силового корпуса двигателя между турбиной и редуктором выполнены четыре окна с фланцами, на которые могут быть установлены или патрубки с дефлекторами для направления выхлопа в требуемую сторону, или крышки.

На чертеже изображена конструктивная схема предлагаемой выхл оп и ой системы.

В силовом корпусе 1 двигателя между турбиной и редуктором имеются четыре окна с фланцами 2, 8, 4 и 5, которые в совокупности с патрубками б и 7 (с дефлектора ми) образуют выхлопную систему турбовинтового двигателя вертолета.

Для направления выхлопа в требуемую сторону патрубки б и 7 с дефлекторами устанавливают на соответствующие окна с фланцами.

На другие (свободные от патрубков) окна с фланцами устанавливают крышки 8 и 9. Описываемая выхлопная система упрощает эксплуатацию и йроизводство турбовинтовых двигателей, предназначенных для спаренной их установки на вертолетах.

Предмет изобретения

Выхлопная система турбовинтового двигателя вертолета, состоя- щая из окна в силовом корпусе двигателя между турбиной и редукто№ 149973 ром, в которое вставляется патрубок, с дефлектором, о т л и и а ю щ а яс я тем, что, с. целью обеспечения взаимозаменяемости правого и левого двигателей при спаренной установке их на вертолете, с разных сторон силового корпус@ двигателя между турбиной и редуктором выполнены четыре окна с фланцами, на которые могут быть установлены или патрубки с дефлекторами для направления выхлопа в требуемую сторону, или крышки.

Составитель Э. П. Линде

Редактор Е, Г. Манежева Техред А. А. Кудрявицкая Корректор P. М. Рамазанов

Подп. к печ. 25.VII-62 r, Формат бум. 70Х108 /м Объем 0,18 изд. л.

Зак. 7764 Тираж 700 Цена 4 коп.

ЦБТИ Кбмигета по делам изобретений и открытий.при. Совете Министров СССР

Москва, Центр, М, Черкасский пер„д. 2/6.

Типография ЦБТИ, Москва, Петровка 14.

Выхлопная система турбовинтового двигателя вертолета

Похожие патенты:

Воздушно-реактивный двигатель // 68037

Устройство для форсирования воздушно-реактивного двигателя // 144350

Способ стабилизации зоны горения в камерах горения воздушно- реактивных двигателей // 131162

Сверхзвуковое регулируемое реактивное сопло с эжектором для трд // 128712

Регулятор турбореактивного двигателя // 124244

Патент 89676 // 89676

Механизм для перемещения подвижного конуса реактивного сопла турбореактивного двигателя // 75548

Патент 74829 // 74829

Ракетно-винтовой двигатель для стратосферных самолётов // 61582

Мотор-винт // 2102280

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции двигателей внутреннего сгорания и авиационных винтов

Реактивно-роторный двигатель и система его питания // 2115817

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к реактивным-роторным двигателям и может широко применяться во всех отраслях народного хозяйства, взамен поршневых двигателей

Роторно-реактивный двигатель // 2118687

Многокомпрессорный роторно-реактивный двигатель // 2120051

Изобретение относится к разновидности реактивных авиационных двигателей, а именно к роторно-реактивным

Солнечный тепловой ракетный двигатель // 2126493

Транспортные газотурбинные двухвальный и трехвальный двигатели (варианты) // 2126906

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей, а именно к транспортным - роторным двигателям, и может в качестве силовой установки широко применяться на всех видах транспортных средств

Способ работы кольцевого реактивного мотора внутреннего сгорания и кольцевой реактивный мотор внутреннего сгорания // 2146335

Газовая турбина внутреннего сгорания // 2147069

Изобретение относится к энергомашистроению и касается усовершенствования газовой турбины внутреннего сгорания

Система подачи рабочего тела ядерного ракетного двигателя // 2147073

Оппозитный реактивный двигатель // 2151319

Изобретение относится к области авиационного и космического двигателестроения

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 466000

Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления // 2516985

Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.