Патенты автора Копысов Дмитрий Владиславович (RU)
Изобретение относится к области авиации, к конструкции авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов, а именно к приводам реверсивного устройства (далее РУ). Устройство привода сдвижки подвижной части реверсивного устройства газотурбинного двигателя содержит пару рельсовых направляющих и два закрепленных одним концом на неподвижной части двигателя приводных механизма, имеющих на своих концах ведущий и ведомый редукторы. Редукторы приводных механизмов скреплены валом для обеспечения механической синхронизации их перемещений, а другим концом приводные механизмы закреплены на подвижной части компенсаторами. Механическая синхронизация перемещений выполнена с возможностью равномерного распределения нагрузки между ведущим и ведомым редукторами. Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность устройства привода и точность синхронизации, снизить массу устройства. 4 ил.
Изобретение относится к области авиации, к конструкции авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов, а именно к приводам реверсивного устройства. Электрическая система привода реверсора тяги газотурбинного двигателя содержит подвижную часть и неподвижную часть реверсора тяги, минимум один электронный блок управления и не менее двух электромеханических приводных устройств, установленных на неподвижной части, с возможностью перемещения подвижной части относительно неподвижной части, причем электромеханические приводные устройства синхронизированы электронной системой, а также источник питания. Электромеханические приводные устройства и электронный блок управления установлены с возможностью получения электроэнергии через провода, подключенные к источнику питания с обеспечением равномерного распределения нагрузки между электромеханическими приводными устройствами. Изобретение позволяет повысить надежность системы привода реверсора тяги газотурбинного двигателя. 2 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам крепления реверсивных устройств газотурбинных двигателей самолетов. Сигнализатор закрытого положения механизма крепления реверсивного устройства мотогондолы к газотурбинному двигателю, блокирующий закрытие створок капота мотогондолы, включает неподвижный кронштейн, расположенный на корпусе газотурбинного двигателя, подвижное звено, упор. Упор сигнализатора закрытого положения установлен на поворотном кольце механизма крепления реверсивного устройства, дополнительно содержащем сигнализатор придвинутого положения реверсивного устройства, включающий упор реверсивного устройства, подпружиненный кулачок, выполненный с возможностью блокировки поворотного кольца зубом подпружиненного кулачка в сдвинутом положении реверсивного устройства для технологического обслуживания. Сигнализатор закрытого положения механизма крепления реверсивного устройства мотогондолы установлен в любом угловом расположении относительно оси газотурбинного двигателя, дополнительно содержит несколько равнорасположенных сигнализаторов присоединенного положения реверсивного устройства мотогондолы. Достигается повышение надежности использования газотурбинного двигателя и исключение ошибки персонала при техническом обслуживании реверсивного устройства газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к области авиации, к конструкции авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов, а именно к замку реверсивного устройства газотурбинного двигателя. Замок реверсивного устройства газотурбинного двигателя, удерживающий подвижную часть реверсивного устройства относительно неподвижной части реверсивного устройства, включает подвижную защелку, закрепленную на неподвижной части реверсивного устройства, кронштейн, закрепленный на подвижной части реверсивного устройства, тягу, сигнализатор, пружину и кулачок. Кулачок кинематически связан с подвижной частью и неподвижной частью реверсивного устройства с возможностью блокировки кулачком защелки при сдвинутой подвижной части реверсивного устройства. При сдвинутой подвижной части реверсивного устройства сигнализатор выдает сигнал в систему управления газотурбинного двигателя об открытом состоянии подвижной защелки. Подвижная защелка выполнена с возможностью обжатия сигнализатора в открытом состоянии замка. Изобретение повышает надежность реверсивного устройства и обеспечивает постоянную выдачу сигналов системы управления об открытом состоянии замка реверсивного устройства. 5 ил.
Изобретение относится к области авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов. Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя включает монолитные секции. Каждая из секций изготовлена из полимерного композиционного материала и содержит продольные ребра и поперечные отклоняющие лопатки. Секции передним фланцем прикреплены посредством разъемного соединения к переднему шпангоуту силового каркаса реверсивного устройства, а задним фланцем посредством разъемного соединения прикреплены к заднему шпангоуту силового каркаса реверсивного устройства. Продольные ребра и поперечные отклоняющие лопатки в каждой секции выполнены толщиной 1,5-10 мм. Продольные ребра выполнены с возможностью обеспечения направления истечения реверсивных струй под углом β=0°-40° к радиальному направлению. Поперечные отклоняющие лопатки расположены под углом γ=40°-80° к продольной оси двигателя. Изобретение направлено на повышение надежности работы реверсивного устройства, а также упрощение монтажа/демонтажа секций отклоняющей решетки реверсивного устройства. 5 ил.
Изобретение относится к области авиации и касается разработки и производства элементов газотурбинного двигателя самолета. При изготовлении секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов в продольные и поперечные канавки оправки непрерывным жгутом из однонаправленных углеродных нитей, пропитанных полимерным связующим, наматывают перекрещивающиеся продольные и поперечные слои ребер и лопаток секции решетки. Причем наматывают под определенным, заранее выставленным на шпулярнике натяжением. При этом наматывают, цепляя жгут за установленные под определенным углом к основанию оправки и оси ребер и лопаток штифты при изменении направления намотки. Достигается повышение технологичности укладки волокон в изогнутые канавки переменной толщины. 8 ил.
Шевронное сопло газотурбинного двигателя // 2615309
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров, которые имеют на выходе шевроны треугольной формы с профилированными кромками. Шевроны сопла наружного контура наклонены под углом 6-8° к линии тока на выходе сопла наружного контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла наружного контура и касательной к внешним обводам сопла внутреннего контура. Шевроны сопла внутреннего контура наклонены под углом 4-6° к линии тока на выходе сопла внутреннего контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла внутреннего контура и касательной к внешним обводам центрального тела. Изобретение позволяет снизить шум и уменьшить аэродинамические потери при работе газотурбинного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к реверсивным устройствам газотурбинных двигателей. Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя включает «пушечный» замок с подвижным кольцом. Подвижное кольцо выполнено цельным по окружности, имеет П-образную форму в поперечном сечении и выступы. Выступы выполнены с возможностью образования контактных пар «пушечного» замка с выступами фланцев переднего корпуса и реверсивного устройства, соответственно. Контактные пары «пушечного» замка могут быть образованы симметрично или в шахматном порядке по окружности. Выступы подвижного кольца выполнены с возможностью контакта с выступами фланцев переднего корпуса и реверсивного устройства с упругим натягом Δl=0-0,4 мм. Выступы фланца реверсивного устройства «пушечного» замка могут быть выполнены каждый с торцевой выточкой, образующей зазор k=0,1-0,8 мм при контакте выступа фланца реверсивного устройства с выступом фланца переднего корпуса. Изобретение позволяет снизить массу устройства, упростить процесс присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя, а также повысить надежность всего соединения. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности
