Патенты автора Мишуков Алексей Алексеевич (RU)
Изобретение относится к антенной технике, а именно, к устройствам для снижения уровня обратного радиолокационного сигнала от воздухозаборника самолетного двигателя. Технический результат - снижение уровня радиолокационных отражений от видимых вращающихся частей двигателя при облучении и задание направления потока воздуха для улучшения аэродинамических характеристик. Результат достигается тем, что в устройстве полый корпус выполнен с возможностью фиксации на корпусе самолетного двигателя, с образованием единого воздушного канала с последним и воздухозаборником, объемная решетка выполнена в виде кольца с радиальными, s-образными в поперечном сечении, элементами аэродинамического профиля, установленными по окружности и жестко соединенными с кольцом и полым корпусом, а также дополнительными радиальными, s-образными в поперечном сечении, элементами аэродинамического профиля, выполненными меньшей длины, чем элементы аэродинамического профиля, каждый из которых установлен между близлежащими элементами аэродинамического профиля и жестко соединен с полым корпусом, при этом все элементы аэродинамического профиля установлены так, что заслоняют подвижные конструктивные элементы двигателя со стороны входа в полый корпус, а на поверхность объемной решетки нанесено радиопоглощающее покрытие. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопловых лопаток турбины газотурбинного двигателя (ГТД). Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха. Промежуточный дефлектор выполнен из керамического или композиционного материала. Внутренняя полость металлического дефлектора сообщена с полостью подвода охлаждающего воздуха к ротору турбины. Изобретение обеспечивает снижение расхода воздуха на охлаждение сопловой лопатки турбины, снижение газодинамических и тепловых потерь в сопловом аппарате турбины ГТД, а также возможность увеличения температуры газа перед турбиной до стехиометрических значений, что приводит к увеличению параметров цикла ГТД и повышению эффективности узла турбины и ГТД как тепловой машины в целом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью. Сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора. Ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске. Устройство содержит кожух, закрепленный на валу и размещенный под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему из уплотнений и щелей между этими дисками и кожухом, отверстий в указанных дисках и выпускных отверстий кожуха. Вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха. Уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выпускным отверстиям, через которые воздух попадает в кожух, в общем направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части. Достигается снижение тепловых напряжений дисков ротора, минимизация внутренних утечек сжатого воздуха оптимизацией изменения радиального зазора адекватно циклическим нагрузкам авиационного двигателя за счёт соответствующего изменения температуры дисков. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
