Газотурбинные установки, отличающиеся использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела: ...имеющим роторы с противоположным направлением вращения – F02C 3/067

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя установленные последовательно по потоку первый компрессор, снабженный, по меньшей мере, одним рядом компрессорных лопаток, распределенных по окружности первого компрессора, камеру (23) сгорания и первую турбину, снабженную, по меньшей мере, одним рядом турбинных лопаток, распределенных по окружности первой турбины. Первый компрессор и первая турбина жестко соединены первым валом с возможностью вращения. Первая турбина приспособлена для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель в зависимости от скорости вращения первой турбины. Ротор первой турбины расположен непосредственно за камерой сгорания ниже по потоку, так что не имеется сопловых лопаток или подобных отклоняющих газовый поток компонентов в зоне ниже по потоку от камеры сгорания и выше по потоку от первого ротора турбины. Газотурбинный двигатель также включает средства для регулирования скорости вращения первой турбины. Изобретение направлено на создание газотурбинного двигателя, в частности газотурбинного двигателя для приведения в движение летательного аппарата, потребление топлива которого ниже, чем у обычных газотурбинных двигателей. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 7 ил.

Газотурбинный двигатель содержит входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло. Газотурбинный двигатель также содержит независимо вращающиеся в противоположные стороны диски компрессора и турбины, имеющие на ступицах венцы зубчатых колес с внутренним зацеплением, параллельно расположенные валы с шестернями, расположенными между компрессором и турбиной. Изобретение направлено на создание двигателя с высокими удельными характеристиками и, прежде всего, с низким удельным весом. 3 ил.

Узел предназначен для авиационного газотурбинного двигателя и включает в себя межтурбинную раму, расположенную вдоль оси между турбинами высокого и низкого давления. Турбина низкого давления имеет встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы низкого давления с внутренним и внешним валами низкого давления, которые, по меньшей мере, частично, расположены с возможностью вращения соосно с ротором высокого давления и внутри него. Межтурбинная рама включает в себя отстоящие друг от друга в радиальном направлении первое и второе конструктивные кольца, расположенные в осевом направлении соосно вокруг центральной линии и соединенные посредством множества разнесенных в окружном направлении стоек. Элементы переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы, неподвижно соединены с отстоящими друг от друга в осевом направлении передней и задней частями межтурбинной рамы. Роторы низкого давления опираются с возможностью вращения на второй подшипник турбинной рамы, установленный в заднем центральном канале элемента заднего отстойника. На первом конструктивном кольце находится установочная опора для соединения двигателя с воздушным судном. Такое выполнение узла двигателя позволит уменьшить его длину, вес и стоимость, а также обеспечить малые потери зазора на законцовках лопаток. 13 з.п. ф-лы, 10 ил.