Патенты автора Вовк Михаил Юрьевич (RU)

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов. Неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами. Задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом направляющих аппаратов компрессора высокого давления посредством поворотных тяг, рычагов и приводных колец. Статорная часть компрессора высокого давления соединена с неподвижными секторами разделителя потока, при этом на приводном кольце подвижных секторов установлены пальцы. На задних стенках подвижных секторов разделителя выполнены наклонные прорези с возможностью контактировать с соответствующими пальцами приводного кольца подвижных секторов. Подвижные сектора и передний ряд направляющих аппаратов компрессора высокого давления кинематически связаны посредством одного приводного кольца, содержащего средства крепления пальцев, размещенные на его переднем торце, а также средства соединения с передним рядом направляющих аппаратов, последние из которых установлены со стороны заднего торца приводного кольца. Технический результат - повышение надежности и снижение массы конструкции, за счет уменьшения количества деталей с сохранением синхронизации управления поворотом подвижных секторов конического разделителя потока и направляющих аппаратов компрессора высокого давления. 4 ил.

Изобретение относится к роторно-лопастному приводу, в котором в качестве рабочего тела могут применяться как газообразные рабочие тела, так и жидкости с повышенным давлением. Организация перемещения рабочего тела между объемами привода от впуска свежего заряда из коллектора до выпуска отработанных газов осуществляется за счет разности давлений в полостях деталей и узлов при их взаимосвязанном вращательном движении относительно друг друга общим приводом ротора 2, который выполняет комплексную функцию золотника - механизма газораспределение по фазам рабочего цикла. Периодически повторяющиеся последовательные термодинамические процессы, протекающие в объемах привода, обеспечивают подвод тепла к рабочему телу и преобразование потенциальной энергии газов с высоким давлением в механическую работу при их расширении в каналах. Изобретение направлено на обеспечение возможности уменьшения тепловых потерь, снижение гидравлических потерь и потерь рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к силовой установке двухмоторного летательного аппарата и способу управления ей. Силовая установка включает два комбинированных двигателя, каждый из которых содержит трехконтурный турбореактивный двигатель с форсажной полостью и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и имеет два независимых воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Воздухозаборники имеют две управляемые створки, соединены с входами турбореактивных двигателей. Выходы третьих контуров связаны с входами прямоточных двигателей. Прямоточные двигатели имеют кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, размещенные вокруг наружных поверхностей форсажных полостей, каждая из которых содержит проницаемые матричные форсунки в виде полуколец. Полукольца в одном двигателе размещены в горизонтальной плоскости, а в другом - в вертикальной плоскости, при этом вертикальная и горизонтальная оси симметрии между полукольцами взаимно перпендикулярны. Способ управления силовой установкой использует традиционное управление турбореактивными двигателями со скоростями Маха М≤3. При достижении скорости полета М>3 выключают турбореактивные двигатели и включают прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые увеличивают скорость полета летательного аппарата до М>5. Для управления вектором тяги в одном полукольце проницаемой матричной форсунки увеличивают массовый расход топлива, а в другом полукольце уменьшают, разность значений тяг на выходе используют для формирования момента, обеспечивающего поворот летательного аппарата. Силовая установка сочетает в себе возможности и преимущества различных типов воздушно-реактивных двигателей и способ управления для обеспечения при малых весах и габаритах оптимальных характеристик по тяге и экономичности в широком диапазоне скоростей и высот полета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного турбореактивного двигателя. Известный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления, канал наружного контура, канал внутреннего контура, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, по предложению выполнен в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, установлен за турбиной низкого давления, при этом выходная полость наружного контура сообщена с каналом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с каналом внутреннего контура, причем отношение их площадей в поперечной плоскости равно: где - площадь выходной полости наружного контура; - площадь выходной полости внутреннего контура. Применение данного изобретения позволяет при сохранении конструкции и параметров основных узлов двигателя, используя оптимальное соотношение площадей выходных сечений смесителя, уменьшить потери полного давления при смешении потоков, что, в свою очередь, увеличивает степень расширения сопла, а следовательно, и скорость истечения потока из сопла и тягу двигателя. Это приводит к возможности выхода двигателя на более высокие потребные режимы без значительной добавки топлива, что повышает его экономичность, а также позволяет увеличить скорость полета самолета, его тяговооруженность, что для некоторых типов самолетов является определяющим фактором. 2 ил.

Изобретение относится к способам исследования и совершенствования непрерывно-детонационных камер сгорания для использования их в авиационном двигателестроении. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является выявление зоны совместной работы ДФКС и ТРД с требуемыми параметрами. Заявленный технический эффект достигается тем, что способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя, заключается в снятии выходных характеристик детонационной камеры сгорания и двигателя в целом при изменении параметров на входе в детонационную камеру сгорания, при этом при подаче газового потока с выхода турбореактивного двигателя на вход детонационной форсажной камеры в него добавляют кислород или воздух, в процессе испытаний изменяют температуру керосина, поступающего на вход в детонационную камеру сгорания, осуществляют барботирование керосина инертным газом, изменяют температуру внутренних стенок камеры сгорания, изменяют расход подачи кислорода или воздуха в детонационную камеру сгорания, при этом определяют условие наличия непрерывно-детонационного и продольно-пульсирующего режимов работы детонационной камеры сгорания и фиксируют величину создаваемой дополнительной реактивной тяги турбореактивного двигателя с детонационной камерой сгорания в целом, а по результатам испытаний судят о зоне надежной работы детонационной камеры сгорания в составе турбореактивного двигателя. 12 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является повышение надежности и снижение массы конструкции, за счет уменьшения количества деталей, а также упрощение системы управления двигателем. Предложен промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки 1, размещенные между наружным 2 и внутренним 3 контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных 4 и подвижных 5 секторов. Неподвижные сектора 4 выполнены за одно целое с силовыми стойками 1, между которыми расположены подвижные сектора 5, торцевые стенки 6 которых соединены поворотными осями 7 с близлежащими неподвижными секторами 4, а задние стенки 8 подвижных секторов 5 кинематически соединены с приводом. Согласно изобретению, наружный диаметр внутреннего контура 3 образован статорной частью 9 компрессора высокого давления с регулируемыми направляющими аппаратами 10, также статорная часть 9 компрессора соединена с неподвижными секторами 4 разделителя потока, причем привод направляющих аппаратов 10 компрессора и подвижных секторов 5 разделителя выполнен общим. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного двигателя. Известный двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами - с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами к входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура, согласно изобретению снабжен смесителем, расположенным за радиальными стойками за турбиной и выполненным в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, при этом выходная полость наружного контура сообщена с трактом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с газовым трактом турбины, при этом воздухозаборники размещены по тракту наружного контура перед смесителем. Кроме того, отношение площади выходной полости наружного контура к площади выходной полости внутреннего контура в радиальной плоскости может быть равно где FвыхНК - площадь выходной полости наружного контура; FвыхВК - площадь выходной полости внутреннего контура. Реализация изобретения позволяет повысить надежность рабочей лопатки турбины и снизить эксплуатационные затраты за счет повышения эффективности охлаждения турбины на режимах с максимальной температурой газа, а следовательно, повысить ресурс как самой рабочей лопатки, так и двигателя в целом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания включает подачу окислителя и жидкого топлива в виде струй и пристеночных пленок и инициирование горения. Для камеры сгорания определяют усталостную прочность ее стенок и критическую температуру, при которой она разрушается. Уменьшают значение критической температуры до заданного рабочего значения температуры стенок, принимают это значение в качестве критерия, с которым сравнивают текущие значения температуры стенок и при достижении хотя бы одной из них значения рабочей температуры, прекращают подачу топлива. Обеспечивают прохождение воздуха через камеру сгорания для охлаждения поверхности ее внутренних стенок и в момент достижения стенками заданной начальной температуры осуществляют очередную подачу топлива и включение инициатора детонации. Многократно автоматически повторяют процессы непрерывно-детонационного горения и охлаждения. Время непрерывной работы камеры сгорания увеличивается до величины, равной сумме периодов работы камеры сгорания. Устройство включает проточную кольцевую камеру сгорания, инициаторы детонации с клапанами, узел подачи окислителя, узлы подачи жидкого топлива в виде струй и пристеночных пленок с клапанами, выходное сопло. Устройство снабжено системой автоматического управления с усилительно-преобразовательным устройством, на наружных поверхностях стенок камеры сгорания установлены датчики температуры. Датчики температуры связаны с входом усилительно-преобразовательного устройства, а выходы соединены с клапанами. Изобретения позволяют увеличить время непрерывной работы непрерывно-детонационной камеры сгорания. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе непрерывно-детонационных камер сгорания и устройству для его реализации. Используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания. Обеспечивают параллельную работу камер сгорания в периодическом режиме таким образом, что при достижении текущего значения температуры хотя бы одной из стенок камеры сгорания значения, равного величине заданной рабочей температуры, прекращают подачу топлива и осуществляют прохождение через камеру сгорания воздуха для ее охлаждения до достижения начальной температуры. После этого осуществляют подачу топлива и обеспечивают детонационное горение. В каждом периоде работы детонационное горение одной камеры сгорания выполняют во время охлаждения другой камеры сгорания. Количество периодов работы обеих камер сгорания соответствует числу усталостной прочности материала камер сгорания. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель включает две непрерывно-детонационные камеры сгорания, концентрически размещенные одна в другой с образованием между ними кольцевой охлаждающей воздушной полости. Каждая камера сгорания включает топливную форсунку и инициатор детонации, снабженные клапанами, а также датчики температуры. Двигатель снабжен системой автоматического управления, включающей усилительно-преобразовательное устройство, при этом чувствительными элементами системы автоматического управления являются датчики температуры, а исполнительными элементами - клапаны топливных форсунок и инициаторов детонации, а система автоматического управления выполнена таким образом, чтобы обеспечивать одновременную периодическую работу камер сгорания. Изобретения позволяют повысить тягу двигателя. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных полостей опор роторов газотурбинных двигателей и энергетических установок. Изобретение позволяет повысить надежность работы газотурбинного двигателя и расширить его эксплуатационные возможности. Газодинамическое уплотнение опоры ротора газотурбинного двигателя включает контактное уплотнение, расположенное между предмасляной - воздушной и масляной полостями опоры ротора. Контактное уплотнение содержит уплотнительный элемент, установленный с возможностью взаимодействия с корпусом и прижатый пружинами к вращающейся втулке, закрепленной на роторе, и снабжено магнитным кольцом с контровочной гайкой. Уплотнительный элемент выполнен в виде стояночного инерционного уплотнения и импеллерного уплотнения, образованного кольцевым выступом на корпусе и кольцевым выступом на втулке с лопатками со стороны выступа на корпусе, установленными с образованием между ними компенсационного канала, связанного с масляной полостью. Магнитное кольцо с контровочной гайкой установлено на корпусе с образованием радиального проточного канала, соединенного с компенсационным каналом и масляной полостью. Стояночное инерционное уплотнение выполнено в виде двух подвижных секционных кольцевых плавающих вставок, установленных в двухкамерный кольцевой корпус обрамления, закрепленный на вращающейся втулке. Одна камера открыта в направлении корпуса, а другая - в сторону вращающейся втулки. Одна вставка установлена с возможностью взаимодействия с корпусом, а другая - с возможностью взаимодействия с вращающейся втулкой. Вставка, взаимодействующая с вращающейся втулкой, снабжена стягивающей бандажной пружиной, причем масса вставки со стягивающей бандажной пружиной больше массы вставки, установленной с возможностью взаимодействия с корпусом. Вставки соединены закрепленными на шарнирах на средней стенке кольцевого корпуса смежными качающимися рычагами для передачи центробежной силы, воздействующей на спаренные секционные кольцевые вставки, обеспечивающими инерционное раскрытие стояночного инерционного уплотнения и соединение предмасляной - воздушной полости с компенсационным каналом импеллерного уплотнения на заданных оборотах ротора газотурбинного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к квантовой электронике, конкретно к способам формирования световых пятен от излучения концентрических излучателей, и может быть использовано при создании технологических устройств, в частности, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя, для адаптивного управления размерами световых пятен на динамическом объекте. Предложенные способ и устройство для его реализации за счет дополнительного резонатора усиления лазерного луча и системы фокусировки светового пятна на динамическом объекте с помощью полупрозрачного деформируемого зеркала позволяют повысить мощность излучения, формирующего на объекте световое пятно (изображение), позволяют компенсировать угол расходимости светового излучения в зависимости от расстояния до динамического объекта, тем самым улучшить качество изображения на динамическом объекте. Использование в предлагаемом устройстве дополнительного линейного резонатора дает возможность интегрировать устройство в конструкцию газотурбинного двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании технологических лазерных систем, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя включает подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, ее использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча. При этом воздух и горючее подают в дополнительную кольцевую секционную камеру сгорания, образующую сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях расположенных вокруг камеры сгорания двигателя, а для создания инверсии населенности в сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях дополнительно подают балластировочные газы, температуру и давление которых регулируют для достижения эффекта Джоуля-Томсона, при этом расход балластировочных газов устанавливают в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя. Технический результат заключается в обеспечении возможности повышения КПД и удельной мощности лазера. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение к лазерной технике. Кольцевой объемный оптический резонатор содержит ограниченную наружной и внутренней стенками кольцевую замкнутую полость с впускным отверстием для активной среды и отводным отверстием, образующую коаксиальные поверхности, систему зеркал, установленных вдоль поверхностей полости и образующих оптическую ось в виде замкнутой ломаной линии, выпускное отверстие для излучения. Замкнутая полость выполнена между наружной и внутренней стенками в виде тороидальных коаксиальных поверхностей или наружной и внутренней стенками в виде коаксиальных многогранников. Зеркала системы установлены с нечетным количеством отражающих граней зеркал и расположены относительно друг друга с образованием верхнего и нижнего односторонних световодов с конечными глухими зеркалами, направленными на выпускное отверстие для излучения. Технический результат заключается в обеспечении возможности получения резонатора наибольшего объема с максимальным коэффициентом усиления и минимальным весом. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны перепуска, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов, поворотные решетки, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса мотогондолы единую аэродинамическую поверхность, причем устройство для перекрытия газового потока установлено за смесителем двигателя и выполнено в виде закрылков, установленных по окружности относительно продольной оси двигателя, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков, силового кольца, охватывающего кок турбореактивного двигателя, соединенного с корпусом двигателя посредством тяг, силовых стоек, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом двигателя и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей. Изобретение позволяет обеспечить возможность независимого регулирования элементов реверсивного устройства, а именно устройства перекрытия газового потока и клапанов перепуска с поворотными решетками, с целью регулирования площади проходных сечений для оптимизации параметров работы двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к газодинамическим устройствам разделения потоков газовоздушных смесей и может быть использовано для разделения газовоздушных смесей на две части с саморегулируемым (аддитивным) заданным соотношением массовых расходов на выходе из делителя. Известный делитель потока, включающий корпус с торцевой стенкой с входным и осевым выходным патрубками и расположенную в корпусе с образованием полости подвода газа вихревую камеру, содержащую торцевую стенку с установленным на ней тангенциальным завихрителем и патрубком, образующим центральный осевой канал, направленный соосно выходному патрубку и образующий между ним и патрубком щелевой канал, сообщенный с полостью подвода газа, по предложению он снабжен калибровочной шайбой, установленной в щелевом канале, и кольцевым уступом с углом обтеканиятангенциальный завихритель выполнен в виде каналов, соединяющих полость подвода газа и полость центрального осевого канала, а щелевой канал в узком сечении выполнен в виде сужающегося сопла, при этом кольцевой уступ выполнен на тангенциальном завихрителе перед узким сечением сужающегося сопла, а калибровочная шайба установлена за кольцевым уступом перед патрубком вихревой камеры. Входной патрубок может быть установлен на корпусе тангенциально, а в торцевой стенке корпуса и/или вихревой камеры выполнено по меньшей мере одно окно для установки узла подачи топлива по направлению оси симметрии делителя потока. Изобретение позволяет эффективно разделять газовоздушные смеси различного состава, снизить аэродинамическое сопротивления проточной вихревой части делителя, обеспечить самопроизвольное поддержание постоянным заданного соотношения массовых расходов газа на выходе при нормированных изменениях давления на входе, получать высокоэнергетические струи газовых смесей и направлять их без разрушения для использования в различных установках. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по разработке новых газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является возможность имитации условий различных режимов работы испытуемого компрессора в составе двухконтурного двигателя в реальных условиях. 1 ил.

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. В затурбинной полости двигателя расположены четыре непрерывно-детонационные камеры сгорания, имеющие форму замкнутых кольцевых секторов, вход каждой из которых соединен с воздушным каналом наружного контура. Вход основной камеры сгорания соединен с воздушным каналом внутреннего контура. Коэффициент двухконтурности двигателя равен или больше единицы. На валу двигателя размещена электрическая машина, соединенная с блоком аккумуляторных батарей. С блоком аккумуляторных батарей соединен также кольцевой пьезогенератор, состоящий из двух частей, разделенных буфером. Вокруг внутренних поверхностей основной и затурбинных камер сгорания установлены кольцевые охлаждающие рубашки с проницаемыми матричными форсунками и блоками топливных форсунок. Для охлаждения наружных поверхностей четырех затурбинных камер сгорания в местах, соприкасающихся с горячим газовым потоком, выходящим из турбины, установлена кольцевая охлаждающая полость с матричными форсунками и блоком топливных форсунок. В двигателе имеется система автоматического управления, в которую входит компьютер, связанный с каналом управляющего воздействия, клапанами регулирования подачи топлива, управляемыми воздушными заслонками, датчиками температуры и давления. Изобретение направлено на повышение термодинамической эффективности двигателя, тяги, уменьшение массогабаритных характеристик, расширение диапазона изменения вектора тяги. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является снижение удельного расхода топлива за счёт снижения потерь полного давления, в результате оптимального обтекания набегающего потока. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам турбореактивного двигателя (далее ТРД). Устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль центральных участков закрылков и соединенные с последними, согласно настоящему изобретению содержит силовое кольцо, установленное в корпусе соосно продольной оси двигателя и соединенное с корпусом посредством тяг, силовые стойки, установленные по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенные с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того, закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей. Таким образом, вся нагрузка равномерно распределяется на силовом корпусе, при этом на каждый из закрылков приходится небольшая часть нагрузки, благодаря чему нет необходимости в массивных силовых элементах для восприятия больших нагрузок, что, в свою очередь, позволяет использовать данное устройство для перекрытия газового потока с высоким давлением, незначительно изменяя при этом массу конструкции. Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного изобретения, является расширение области его применения и повышение его универсальности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установках наземного применения. Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус (1) с установленной на нем кольцевой крышкой (2) с отверстиями (3), расположенную между ними надроторную вставку (8), выполненную сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Также узел содержит составной экран (15), расположенный над сегментами надроторной вставки (8), и пружину (13), расположенную между составным экраном (15) и кольцевым корпусом (1). Составной экран (15) установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами (9) надроторной вставки (8). В зазорах (10) между сегментами (9) надроторной вставки (8) установлены уплотнительные элементы (11). Изобретение обеспечивает высокую эксплуатационную надежность узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими надроторными вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также обеспечивает повышение эффективности охлаждения узла уплотнения. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника. Описан также способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат изобретений - повышение надежности и безопасности работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания за счет ограничения допустимой площади критического сечения реактивного сопла двигателя на форсажных режимах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Всеракурсное сопло содержит установленный между форсажной камерой и реактивным соплом двигателя корпус в виде вставки, состоящей из неподвижной секции и поворотной, способной вращаться вокруг продольной оси двигателя, а также отклоняемую часть сопла со средствами управления в виде силовых гидроцилиндров. Механизм поворота выполнен в виде цепной передачи, привод которой находится на неподвижной секции вставки. На поворотной секции закреплена двойная цепь, на концах которой установлены демпферы, между неподвижной и поворотной секциями вставки установлено контактное уплотнение. Подвод рабочей жидкости к силовым гидроцилиндрам отклоняемой части сопла осуществляется по гибкому неэластичному двухканальному трубопроводу высокого давления, содержащему жесткие трубки с переходниками, собираемые в цепь, изгиб которой осуществляется посредством поворота трубок относительно переходников. Изобретение позволяет упростить конструкцию поворотного механизма всеракурсного сопла и увеличить его надежность, а также обеспечивает возможность подвода рабочей жидкости к силовым цилиндрам отклоняемой части сопла. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей. Клапанный узел вентилятора содержит корпус канала перепуска с установленным на нем с возможностью осевого перемещения кольцевым клапаном и механизм перемещения кольцевого клапана с приводом, размещенным над корпусом канала перепуска. Кольцевой клапан выполнен в виде оболочки профилированной формы и системы ребер жесткости внутри него, механизм перемещения кольцевого клапана содержит две тяги с общей поворотной осью, одна из которых соединена с кольцевым клапаном, а другая - с приводом. Тяга, соединенная с кольцевым клапаном, и элемент ее крепления к последнему размещены внутри кольцевого клапана, а поворотная ось проходит через соответствующие отверстия в корпусе канала перепуска и кольцевого клапана, при этом кольцевой клапан выполнен с возможностью поступательно-вращательного движения. Изобретение позволяет упростить конструкцию поворотного механизма клапанного узла, снизить массу клапанного узла и повысить его ресурс и надежность, а также поддержать минимальное гидравлическое сопротивление течению воздуха в канале и минимизировать утечки воздуха через зазоры. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Поворотное сопло турбореактивного двигателя содержит установленный между форсажной камерой и реактивным соплом двигателя корпус в виде вставки, состоящей из неподвижной секции и поворотной, способной вращаться вокруг продольной оси двигателя, а также механизм поворота. Механизм поворота выполнен в виде цепной передачи, привод которой находится на неподвижной секции вставки. На поворотной секции закреплена двойная цепь, на концах которой установлены демпферы. Каждый демпфер на конце двойной цепи включает рычаг, одна сторона которого взаимодействует с концом двойной цепи, а другая - с пружиной, опирающейся на поворотную секцию. Между неподвижной и поворотной секциями вставки установлено контактное уплотнение. Изобретение позволяет уменьшить габариты и вес конструкции, повысить надежность механизма поворота сопла двигателя, а также повысить КПД двигателя в целом. 3 ил.

Способ организации рабочего процесса в непрерывно-детонационной камере сгорания турбореактивного двигателя включает двухступенчатое преобразование химической энергии топлива в полезную механическую работу и в кинетическую энергию реактивной струи. При осуществлении способа инициируют одну или несколько самоподдерживающихся детонационных волн в кольцевой камере сгорания с последующим преобразованием химической энергии топлива частично в тепловую и частично в кинетическую энергию при его сжигании в непрерывно-детонационном режиме в кольцевой камере сгорания при повышенном среднем давлении, получаемом с помощью компрессора, а затем частично преобразуют тепловую и кинетическую энергии течения в механическую энергию с помощью турбины, передающей крутящий момент компрессору, а также другим вспомогательным агрегатам, и в кинетическую энергию реактивной струи с помощью реактивного сопла. Крутящий момент на турбине создают проникающими из камеры сгорания вверх по потоку одной или несколькими косыми ударными волнами, движущимися в следе одной или нескольких самоподдерживающихся детонационных волн, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания, а горячие продукты непрерывно-детонационного горения направляют в окружающее пространство непосредственно через реактивное сопло. Турбореактивный двигатель для осуществления способа содержит входное устройство, компрессор, инициатор детонации, кольцевую камеру сгорания, турбину и выходное реактивное сопло. Турбина размещена вверх по потоку от кольцевой камеры сгорания, а выходное реактивное сопло установлено вниз по потоку от последней. Изобретения позволят повысить эффективность рабочего процесса в турбореактивном двигателе. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к компрессоростроению и установкам для испытаний компрессора, в частности, предназначена для использования при испытании осевых, центробежных и диагональных компрессоров, а также их комбинаций, при использовании регулируемого привода двигателя. В качестве силового привода используют газотурбинный двигатель, компрессор вращают через суммирующий мультипликатор, а изменение режима вращения осуществляют путем подачи части отводимого сжатого воздуха на газотурбинный двигатель и/или преобразования энергии сжатого воздуха в энергию вращения и передачи ее на суммирующий мультипликатор. Преобразование энергии сжатого воздуха в энергию вращения можно осуществлять с помощью дополнительной турбины, соединенной с суммирующим мультипликатором и установленной на трубопроводе отвода сжатого компрессорного воздуха. Часть отводимого сжатого воздуха можно подавать на газотурбинный двигатель через теплообменник. Установка для испытания компрессора снабжена подводящим трубопроводом с успокоителем, дополнительной турбиной и обводным трубопроводом с установленными в нем дросселями, в качестве силового привода она содержит газотурбинный двигатель, а мультипликатора - суммирующий мультипликатор, обводной трубопровод соединен с подводящим и выходным трубопроводами, а дополнительная турбина установлена с возможностью передачи вращения на суммирующий мультипликатор и соединена с подводящей стороны с выходным трубопроводом, а с отводящей стороны - патрубком с дросселем с обводным трубопроводом, при этом газотурбинный двигатель соединен с успокоителем и подводящим трубопроводом. Установка для испытания турбокомпрессора может быть снабжена байпасным трубопроводом с теплообменником, установленным на обводном трубопроводе, и снабжена дросселями, обеспечивающими подключение-отключение теплообменника от потока. Технический результат изобретений - снижение энергетических затрат и расширение возможностей по реализации режимов испытаний компрессоров. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх