Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: ..пусковые приводы для ротора – F02C 7/268

Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиации, в частности к турбореактивным двигателям. Способ заключается в том, что чистый кислород, подаваемый из бортового баллона в камеру сгорания турбореактивного двигателя, непосредственно перед пусковыми воспламенителями, переводится из молекулярного состояния в отрицательно ионное посредством пропускания его через систему конусных иголок, на которые подается минусовой потенциал от 4 до 6 кВ с источника постоянного тока. Устройство состоит из корпуса (12), выполненного из диэлектрического материала, и трубопровода (11), по которому подается чистый кислород из баллона (7) к пусковым воспламенителям (2) в камере сгорания (3). В корпус (12) вставляется цилиндр (14), выполненный из металла с высокой электропроводностью и коррозионной стойкостью. Внутри цилиндра крепятся металлические лепестки в виде конусов с заостренными кромками или в форме игл (15), которые соединяются с минусовой клеммой источника постоянного тока высокого напряжения (8) через реле (9). Кислородный баллон (7) соединяется с ионизатором (10) через электроклапан (6). Группа изобретений направлена на повышение надежности запуска в полете турбореактивного двигателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов. Способ запуска газотурбинного двигателя включает кинематическое соединение посредством муфты ротора компрессора двигателя с турбостартером, приведение во вращение ротора компрессора от турбостартера, раскручивание его турбостартером до заданной частоты вращения и разъединение кинематической связи турбокомпрессора и ротора компрессора двигателя посредством отключения муфты. В кинематическую цепь между турбостартером и ротором компрессора включают устройство с регулируемым передаточным отношением, при запуске двигателя в процессе раскручивания турбостартером ротора компрессора измеряют частоту вращения ротора компрессора, по наперед заданной зависимости по отношению частоты вращения свободной турбины и частоты вращения ротора компрессора формируют управляющий сигнал, которым регулируют передаточное отношение устройства с регулируемым передаточным отношением, при этом значение частоты вращения ротора компрессора сравнивают с заданной его частотой и при их равенстве отключают муфту. Изобретение позволяет уменьшить время запуска газотурбинного двигателя за счет обеспечения заданной мощности, подаваемой через редуктор на ротор компрессора. 2 ил.

Газотурбинный двигатель (10) летательного аппарата, в частности вертолета, содержит газогенератор (12) и свободную турбину (14), приводимую во вращение газовым потоком (F), вырабатываемым газогенератором. Газотурбинный двигатель содержит электрический двигатель/генератор (30), электрически связанный с аккумулятором (32) и механически соединенный с валом (18) газогенератора (12). Аккумулятор выполнен с возможностью, с одной стороны, питания двигателя/генератора (30) в процессе фазы разгона газотурбинного двигателя для снабжения вала (18) дополнительным количеством кинетической энергии вращения и, с другой стороны, для хранения в виде электрической энергии количества кинетической энергии, отобранного двигателем/генератором (30) с вала газогенератора в процессе фазы торможения газотурбинного двигателя. Аккумулятор (32) выполнен с возможностью подзарядки первым электрическим генератором (34), соединенным с валом (16) свободной турбины (14). Достигается степень разгона, превышающая разгон газотурбинного двигателя из известного уровня техники при том же запасе по помпажу, или возможность разработки газотурбинных двигателей с уменьшенными запасами по помпажу, что выражается в предпочтительном уменьшении габаритов газотурбинного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.