Патенты автора Поляков Константин Сергеевич (RU)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы роторов высокого давления (РВД) и роторов низкого давления (РНД) модуля газогенератора и вал ротора модуля силовой турбины. Механизм включает установленные на промежуточном корпусе модуля газогенератора (ГГ) центральную коническую передачу, конический привод, редукторы датчиков частоты вращения РВД и РНД и модуль приводов агрегатов ГГ (МПА ГГ). МПА ГГ имеет корпус, на днище и крышке которого смонтированы агрегаты: газовый или электрический стартер, центробежный суфлер, не более двух блоков откачивающих маслонасосов, маслоагрегат, насос шестеренный, электрогенератор и гнездо ручной прокрутки вала РВД. Внутри МПА ГГ установлены редукторы приводов указанных агрегатов с образованием единой разветвленной системы зубчатых передач, сообщенной через ЦКП и КП с валом РВД в штатном режиме работы двигателя и со стартером в режиме запуска двигателя. Технический результат состоит в повышении КПД и повышении ресурса двигателя. 7 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно с ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(150,2÷216,2) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,59÷0,85) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(2,3÷3,6). Полотно диска снабжено кольцевыми буртиками для разъемного соединения фланцами примыкающих к полотну с двух сторон цапфы передней опоры ротора КВД и конической диафрагмы диска четвертой ступени. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса второй ступени ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно с ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(150,2÷216,2) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,59÷0,85) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(2,3÷3,6). Полотно диска снабжено кольцевыми буртиками для разъемного соединения фланцами примыкающих к полотну с двух сторон цапфы передней опоры ротора КВД и конической диафрагмы диска четвертой ступени. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса второй ступени ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно с ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(150,2÷216,2) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,59÷0,85) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(2,3÷3,6). Полотно диска снабжено кольцевыми буртиками для разъемного соединения фланцами примыкающих к полотну с двух сторон цапфы передней опоры ротора КВД и конической диафрагмы диска четвертой ступени. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса второй ступени ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам крутящего момента от турбины высокого давления ЦКП и кинематически соединенные с ней редукторы приводов КДА и КСА. Редукторы приводов КСА сообщены по крутящему моменту с ЦКП через многоступенчатый редуктор КДА и через гибкий вал с концевыми шарнирами и сильфонами. ЦКП содержит главную шестеренную пару конических ведущего и ведомого зубчатых колес, которые имеют зубчатые венцы. Главная шестеренная пара зубчатых колес ЦКП выполнена с передаточным числом i1,гп=(1,12÷1,43) [б/р]. Ведущее колесо главной шестеренной пары размещено на валу, установленном в шарико- и роликовом подшипниках. Ведомое колесо выполнено с валом, установленным в роликовом подшипнике и в шарикоподшипнике, который установлен в крышке корпуса ЦКП. Зубья конических венцов ведущего и ведомого колес выполнены переменной высоты, уменьшающейся в сторону осевой вершины условного конуса вершин зубьев. Угол αо.д.к наклона образующей условного делительного конуса зубчатого венца к оси вала колеса определен в диапазоне αо.д.к1=(0,7÷1,1) [рад] для ведущего колеса и αо.д.к2=(0,55÷0,83) [рад] для ведомого колеса. Угол спирали βш, выраженный в той же проекции как угол между касательной к линии зуба к средней точке последней и радиусом той же точки, проведенным от оси вала колеса, вариантно определен в диапазоне значений βш=(0,21÷0,32) [рад]. Достигается повышение КПД и ресурса двигателя. 7 н. и 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Коробка двигательных агрегатов КДА ТРД содержит корпус и крышку, выполненных с уступообразным плоским дном и цилиндрическими стенками переменной кривизны. Корпус КДА седлообразно размещен на промежуточном корпусе двигателя. Корпус КДА выполнен с проемами для монтажа ЦС, НП, ДЦН и узел гибкого вала для передачи крутящего момента к агрегатам ВКА. Крышка КДА выполнена с проемами для монтажа на них MA, HP и НФ. Редуктор ввода крутящего момента в КДА выполнен содержащим главную коническую шестеренную пару ГКП ортогонально ориентированных конических ведущего и ведомого зубчатых колес, которая выполнена с передаточным числом iв.p.=(0,714÷0,99). В боковой стенке корпуса КДА выполнен проем для ввода крутящего момента через рессору, соединяющую ведущее колесо главной шестеренной конической пары КДА с ведомым коническим колесом ЦКП. Входной вал КДА выполнен совмещающим функцию вала ведомого колеса главной шестеренной пары КДА и функцию выполненного за одно целое с ним вала зубчатого цилиндрического колеса. Редукторы агрегатов сообщены по крутящему моменту с цилиндрическим зубчатым колесом с образованием разветвленной на две группы редукторов приводов с заявленным соотношением диапазонов значений передаточных чисел шестеренных пар. Ведущее колесо главной пары размещено на валу, установленном в шарико- и роликовом подшипниках. Ответное ведомое колесо установлено на входном валу КДА на опорно-упорном шариковом и опорном роликовом подшипнике. Зубья конических венцов ведущего и ведомого колес выполнены переменной высоты, уменьшающейся в сторону осевой вершины условного конуса вершин зубьев. Угол αо.д.к наклона образующей условного делительного конуса зубчатого венца к оси вала колеса определен в диапазоне αо.д.к1=(0,59÷0,85) [рад] для ведущего колеса и αо.д.к2=(0,74÷1,04) [рад] для ведомого колеса. Угол спирали βш, выраженный в той же проекции как угол между касательной к линии зуба к средней точке последней и радиусом той же точки, проведенным от оси вала колеса, вариантно определен в диапазоне значений βш=(0,21÷0,32) [рад]. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД на 2% и более чем в два раза повышение ресурса двигателя. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к коробкам двигательных агрегатов (КДА) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) и способам работы двигательных агрегатов. Комплекс двигательных агрегатов КДА ТРД имеет соосные валы роторов высокого давления (РВД), низкого давления (РНД), центральный конический привод (ЦКП), коробку двигательных агрегатов (КДА) и выносную коробку самолетных агрегатов (ВКА). Рабочий крутящий момент в процессе работы двигателя отбирают от вала РВД и последовательно направляют через главную коническую шестеренную пару ЦКП, рессору, сообщающую ЦКП с конической шестеренной парой главного конического привода (ГКП) КДА. Через установленную на входном валу ГКП КДА ведомую коническую шестерню подают на главное раздаточное цилиндрическое зубчатое колесо, сообщенное по крутящему моменту не менее чем через две контактирующие с ним цилиндрические зубчатые шестерни с образованием двух головных шестеренных пар многоступенчатых редукторов, разделяющих долевые потоки рабочего крутящего момента на две группы по числу агрегатов. Одна из указанных групп передает многоступенчатым редуктором через гибкий вал крутящий момент самолетным агрегатам выносной коробки (ВКА). Другая группа транспортирует долевые потоки крутящего момента посредством объединяемых в ней многоступенчатых редукторов двигательных агрегатов КДА. Изобретение обеспечивает совокупное повышение КПД двигателя, повышение ресурса работы редукторов приводов с меньшими потерями энергии и снижением износа зубчатых венцов. 7 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо третьей ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно с ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(149,1÷215,4) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,63÷0,91) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Hср профиля пера лопатки, составляющем Rд/Hср=(3,1÷4,6). Обод диска снабжен кольцевыми полками для соединения с ответными полками смежных дисков - неразъемного соединения с диском второй ступени и разъемного соединения внахлест с диском четвертой ступени. Полотно диска снабжено кольцевыми буртиками для разъемного соединения фланцами примыкающих к полотну с двух сторон цапфы передней опоры ротора КВД и конической диафрагмы диска четвертой ступени. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса третьей ступени ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 20 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно с ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(148,2÷214,4) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,67÷0,93) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(5,1÷7,4). Обод диска снабжен кольцевыми полками для соединения с ответными полками смежных дисков - неразъемного соединения с диском пятой ступени и разъемного соединения внахлест с диском третьей ступени с образованием при этом объединенного кольцевого участка внутреннего контура проточной части КВД. Полотно диска снабжено кольцевым коническим элементом, обращенным к диску третьей ступени, с включением диска четвертой ступени в состав вала ротора как непосредственно через ободы предшествующих дисков барабанно-дисковой оболочки вала ротора, так и через коническую диафрагму и полотно диска третьей ступени. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса четвертой ступени ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 19 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо первой ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит каждая хвостовик, перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку по обе стороны пера, формируя совместно в ободом диска втулочную поверхность проточной части. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(151,6÷217,6) [град/м]. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора. Внешняя поверхность обода диска выполнена с радиусом, возрастающим в осевом сечении КВД в сторону потока рабочего тела. Радиус Rд диска от оси ротора КВД до верхней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,54÷0,78) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(1,7÷2,5). Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КВД без увеличения материалоемкости. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД) выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы - цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции для последовательного их соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют цапфу передней опоры, диски первой и второй ступеней, проставку. Во вторую секцию включают диск третьей ступени, цапфу задней опоры и проставку. Третья секция - диск четвертой ступени. На третьей стадии секции последовательно соединяют через проставки и завершают монтаж, присоединяя диск четвертой ступени. Диски всех ступеней включают обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей. Внешнюю поверхность обода дисков выполняют с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части. Количество и частоту размещения пазов для рабочих лопаток увеличивают в направлении потока рабочего тела от первого диска к третьему. Технический результат состоит в улучшении технологических параметров изготовления КНД, необходимых для повышения КПД, и расширении запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,1% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза без увеличения материалоемкости компрессора. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора КНД ГТД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы - цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции для последовательного их соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют цапфу передней опоры, диски первой и второй ступеней, проставку. Во вторую секцию включают диск третьей ступени, цапфу задней опоры и проставку. Третья секция - диск четвертой ступени. На третьей стадии секции последовательно соединяют через проставки и завершают монтаж, присоединяя диск четвертой ступени. Диски всех ступеней включают обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей. Радиус Rд1 диска первой ступени от оси вала ротора до внешней поверхности обода диска в средней плоскости полотна составляет (0,42÷0,61) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части. Внешнюю поверхность обода дисков выполняют с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части. Количество и частоту размещения пазов для рабочих лопаток увеличивают в направлении потока рабочего тела от первого диска к третьему. Изобретение позволяет улучшить технологические параметры изготовления КНД, необходимых для повышения КПД, и расширить запас газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,1%. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Компрессор низкого давления (КНД) двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа выполнен осевым четырехступенчатым с входным направляющим аппаратом (ВНА). Корпус статора КНД оснащен лопаточными венцами направляющих аппаратов (НА) лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней и сдвоенного спрямляющего аппарата. КНД имеет переднюю и заднюю опоры вала ротора. Передняя опора закреплена в корпусе ВНА КНД. Задняя опора - в промежуточном корпусе (ПК) двигателя. Вал ротора включает барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых включает рабочие колеса по числу ступеней ротора. Подшипники разделяют опоры на статорную и роторную части. Статорная часть передней опоры включает корпус опоры, соединенный с корпусом подшипника и ступицей ВНА с образованием компактных кольцевых полостей. Одна полость снабжена упругим кольцом, а лента кольца снабжена перфорацией в виде рассредоточенных отверстий. Другая кольцевая полость содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала с системой упругих балочек. Задняя опора вала ротора содержит опорно-упорный подшипник и внешний стяжной элемент, снабженный открытым коллектором для сбора и напорной подачи смазочно-охлаждающей жидкости к подшипнику и подачи жидкости к кольцу лабиринта с выходом в масляную полость. Корпус задней опоры снабжен дополнительным рядом отверстий для перетока масла в масляной полости. Барабанно-дисковая составляющая вала ротора КНД выполнена с радиальной и угловой конфигурацией внешней поверхности ободов дисков рабочих колес всех ступеней, совмещенной с внутренней поверхностью проточной части двигателя на осевом участке обтекания совокупности ободов дисков вала ротора потоком рабочего тела. Лопатки рабочих колес выполнены со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера между хордой профиля и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца. Изобретение позволяет расширить диапазон рабочих режимов устойчивой работы компрессора с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты, повысить КПД газодинамической устойчивости и ресурс без увеличения материалоемкости компрессора и двигателя в целом. 5 н. и 19 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, выполненный заедино с корпусом шарикоподшипника в виде конической диафрагмы, разъемно соединенной с фланцами шарикоподшипника и промежуточного корпуса двигателя. Внутреннее силовое кольцо выполнено для разъемного соединения с корпусом браслетного уплотнения и кольцевых держателей крышек лабиринтных уплотнений. Роторная часть опоры включает выполненные заедино нижнюю часть конической диафрагмы барабанно-дисковой составляющей, переходящей в цапфу вала ротора КНД, разъемно соединенную с цилиндрической составляющей вала полым стяжным болтом. На цилиндрической составляющей вала ротора установлены многогребешковый кольцевой элемент лабиринтного уплотнения, контактная втулка браслетного уплотнения и маслоотражательное кольцо, а также внутреннее кольцо шарикоподшипника, поджимаемые к упорному буртику цилиндрической составляющей вала внешним стяжным элементом с кольцевым бортовым элементом с образованием открытого коллектора для сбора и подачи смазочно-охлаждающей жидкости к телам качения шарикоподшипника, к маслоотражательному кольцу и контактной втулке браслетного уплотнения посредством каналов во внешней поверхности цилиндрической составляющей вала ротора. Контактная втулка браслетного уплотнения выполнена с маслоотводящим каналом системы охлаждения опоры. Контактная втулка и маслоотражательное кольцо образуют каналы для двух последовательных встречно направленных потоков проточного тракта смазочно-охлаждающей жидкости. Изобретение позволяет увеличить износостойкость опоры вала ротора КНД, улучшить работу смазочно-охлаждающей системы задней опоры, повысить КПД опоры и ресурс работы компрессора в целом. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КНД ГТД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Внешняя поверхность обода выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб=(0,22÷0,32) [м/м]. Обод диска снабжен равномерно разнесенной по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gy.п=(196,3÷282,2) [град/м]. Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gy.т=(1,14÷1,63)⋅10-2 [м/м]. Группа изобретений обеспечивает повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Браслетное контактное уплотнение вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя летательного аппарата установлено между масляной полостью и полостью суфлирования передней опоры. Браслетное уплотнение включает контактную втулку с подвижным примыканием к контактным поверхностям колец уплотнительного браслета, упруго-подвижно установленного в корпусе роликоподшипника. Контактная втулка состоит из внутреннего и внешнего колец. Внешнее кольцо выполнено с внутренним спиральным оребрением. Браслет выполнен состоящим из трех многосекционных колец. Внутреннее уплотнительное и радиально охватывающее его наружное кольца установлены в браслете с фронтальной стороны. Третье кольцо выполнено тыльным и примыкает к первым двум боковой гранью. Каждое из колец браслета выполнено из локальных секций, собранных с угловой частотой . Тыльное кольцо выполнено радиальной высотой, соответствующей суммарной радиальной высоте Σh внутреннего уплотнительного и наружного колец браслета. Кольца браслета снабжены разгрузочными воздушными каналами. Внешние поверхности наружного и тыльного колец браслета снабжены кольцевым пазом для стягивающей секции колец пружины. От осевого смещения браслет упруго зафиксирован упорным и стопорным кольцами. Для чего в каждой секции тыльного кольца выполнено не менее двух глухих отверстий, в которых установлены упирающиеся в упорное кольцо пружины сжатия. От смещения по окружности каждая секция наружного и тыльного колец обращена к стопорным элементам. Каждая секция внутреннего кольца смещена в браслете относительно осевой плоскости симметрии стопорного элемента на половину длины дуги секции и снабжена в средней части призматической выемкой для фиксации стопорным элементом. Технический результат группы изобретений заключается в повышении ресурса компрессора в два раза и продолжительности межремонтной работы двигателя на 18-20% за счет уменьшения изнашивания элементов опоры КНД ТРД ЛА. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (КНД ТРД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием кольцевых конических наклонных полок. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу. Ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна, нормальной к оси вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в (3,5÷5,0) раза. Обод диска снабжен равномерно разнесенных по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(18÷26)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(206,4÷296,8) [град/м]. Кроме того, входная и выходная кромки пера выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равным Gу.х.=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м]. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы компрессора, при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 21 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо первой ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД) содержит диск, наделенный пазами, и лопаточный венец, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а лопатки содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу с градиентом Gп уменьшения толщины в указанном направлении, равным Gп=(δп.п. - δк.п.)/Нср=(0,11÷0,15) [м/м], где δп.п. - толщина периферийной части полотна диска; δк.п. - толщина прикорневой части полотна; Нср - радиальная высота полотна диска между участками сопряжений со ступицей и ободом. Ступица выполнена как одно целое с цапфой передней опоры вала ротора, односторонне развитой ко входу в КНД и выполненной с переменным диаметром, ступенчато уменьшающимся не менее чем через два уступа от полотна диска к опорному концевому участку цапфы. Внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, причем обод соединен с полотном диска с образованием фронтальной и тыльной кольцевых конических полок. Тыльная полка снабжена кольцевым элементом, выполненным для последующего неразъемного соединения с фронтальной полкой полотна диска второй ступени, а пазы равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(4,6÷6,2) [ед/рад] и выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска, при этом подошва каждого паза расположена в плоскости, параллельной оси вала ротора, а продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора в проекции на указанную плоскость угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16÷22)°, а входная и выходная кромки пера выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равным Gу.х.=(Lп.х. - Lк.х.)/Hcp=(9,3÷13,3)·10-2 [м/м], где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (КНД ГТД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием кольцевых полок. Обод диска снабжен равномерно разнесенных по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(20,1÷29,6)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(217,0÷311,9) [град/м]. Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м]. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости (ГДУ) на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо первой ступени вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (КНД ГТД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие, каждая, хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Внешняя поверхность обода выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб=(0,32÷0,46) [м/м]. Обод диска снабжен равномерно разнесенной по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16,8÷24,1)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(144,9÷208,3) [град/м]. Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т.=(1,0÷1,44)·10-2 [м/м]. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Передняя опора вала ротора КНД ГТД содержит роликоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, который соединен с корпусом роликоподшипника и охвачен ступицей ВНА с образованием компактных кольцевых полостей. Одна полость снабжена упругим кольцом. Другая кольцевая полость содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала с системой упругих балочек. Статорная часть опоры включает формообразующие кольцевые элементы полостей наддува воздуха, суфлирования и масляной. Роторная часть опоры включает цапфу передней опоры, состоящую из полого цилиндрического участка, с установленными на нем внутренним кольцом роликоподшипника и двумя гребешковыми кольцами лабиринтов, разделяющими масляную и суфлирующую полости, а также суфлирующую полость и полость наддува воздуха, объем которой ограничен третьим гребешковым кольцом лабиринта, установленным на конической диафрагме цапфы. Элемент упругого демпфирования колебаний вала ротора включает систему продольно ориентированных упругих балочек, расположенных по периметру корпуса опоры с угловой частотой γп.б.к., определенной в диапазоне γп.б.к.=(7,2÷14,4) [ед/рад]. Балочки разделены прорезями, ширина которых в (1,1÷2,4) раза превышает ширину балочек. Корпус опоры наделен тремя фланцами, наделенными группами отверстий соответственно для центрирования, крепления, демонтажа и отвода масла. Технический результат группы изобретений заключается в расширении диапазона рабочих режимов устойчивой работы двигателя с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты и повышением ресурса компрессора и двигателя в целом. 5 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск первой ступени ротора компрессора низкого давления ГТД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,42÷0,61) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Внешняя поверхность обода выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб=(0,32÷0,46) [м/м]. Обод диска снабжен равномерно разнесенных по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16,8÷24,1)°. Полотно снабжено коническим кольцевым элементом, выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней поверхности обода. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления ГТД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых полок. Тыльная полка выполнена с возможностью неразъемного соединения через проставку с диском следующей ступени. Для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска выполнены отверстия под крепежные элементы. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Полотно снабжено коническим кольцевым элементом, выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, составляющим не менее 48°. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск третьей ступени выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием и снабженную кольцевым коническим силовым элементом с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки, равными ответным параметрам упомянутой конической диафрагмы цапфы задней опоры вала. Диск включает обод, наделенный пазами для заведения хвостовиков лопаток рабочего колеса, и полотно. Полотно снабжено в верхней части кольцевыми полками с гребнями лабиринтного уплотнения. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу. Ступица выполнена с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в (3,5÷5,0) раза. Средний радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,51÷0,73) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(5÷7)°. Пазы разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(7,3÷10,4) [ед/рад]. Продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора в проекции на плоскость, параллельную оси вала ротора, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(18÷26)°. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска без увеличения материалоемкости. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, ступицу с центральным отверстием и полотно с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу. Ступица выполнена как одно целое с цапфой передней опоры вала ротора, односторонне развитой ко входу в КНД. Средний радиус диска от оси ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,37÷0,49) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(17÷25)°. Градиент радиального расширения обода Gоб определен в диапазоне Gоб=(0,28÷0,38) [м/м]. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(4,6÷6,2) [ед/рад]. Продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16÷22)°. Боковые грани паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равным β=(63÷78)° и сопряжены с подошвой через скругления радиусом r, равным (0,33÷0,38) ширины устья паза. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса первой ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 4 н. и 19 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса первой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего силовую турбину, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к.=(67,5÷75,5)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(36,9÷44,9)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(144,9÷208,3) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.х=(8,4÷12,1)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т.=(1,0÷1,44)·10-2 [м/м]. Технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени вала ротора КНД ГТД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов ГДУ компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса третьей ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), содержащего рабочее колесо с диском, наделенным пазами, и лопаточным венцом, имеющим решетку профилей пера с фронтальной линией. Лопатка содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк = 64÷72°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п. = 206,4÷296,8 [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х. = (6,9÷9,9)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т. = (1,4÷2,1)·10-2 [м/м]. Технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса третьей ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов ГДУ компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса третьей ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего силовую турбину, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к. = (64,1÷72,1)°, а в периферийном сечении значение γуст.п. = (17,9÷25,9)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п. = (208,7÷300,0) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х. = (7,9÷11,4)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т. = (2,17÷3,12)·10-2 [м/м]. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса лопатки в 2 раза. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса первой ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД) содержит рабочее колесо с диском, наделенным пазами, и лопаточным венцом, имеющим решетку профилей пера с фронтальной линией. Лопатка содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(69,7÷77,7)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gy.п=(157,1÷225,9) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x=(9,3÷13,3)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,3÷2,1)·10-2 [м/м]. Технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов ГДУ компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса третьей ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(20,44÷29,8)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне Gз.п.=(169,54÷248,4) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x., составляющим (5,84÷8,4)·10-2 [м/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса третьей ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также рабочие лопатки, выполненные выпукло-вогнутыми в поперечном сечении. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием двух равноплечих в направлении вектора потока фронтальной и тыльной конических полок. Обод снабжен пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Полотно диска снабжено системой равноудаленных от оси ротора отверстий. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(20÷32)°. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(151,7÷274,0) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса четвертой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок. Полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени. Обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с заявленной угловой частотой и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса последней ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотнам диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных относительно оси вала пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска четвертой ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Обод диска четвертой ступени образует две равноплечие полки, суммарная осевая ширина которых принята соизмеримой с шириной проекции пера лопатки. Диск четвертой ступени разъемно соединен полотном через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными диафрагмами цапф передней и задней опоры. В заявленном узле диски соединены через кольцевую проставку. Проставка снабжена Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотна диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных относительно оси вала пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска второй ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через цилиндрические проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными коническими диафрагмами цапф передней и задней опор. В заявленном узле диски соединены через кольцевую проставку. Проставка снабжена системой кольцевых гребневых элементов лабиринтного уплотнения и Г-образным консольным отгибом, образующим кольцевой фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к уплотнительной технике и может быть использовано для герметизации подвижных друг относительно друга деталей. Магнитожидкостное уплотнение вала содержит корпус из немагнитного материала, внутри которого расположена кольцевая магнитная система, состоящая из кольцевого постоянного магнита, двух полюсных приставок, имеющих кольцевые магнитопроводящие монолитные основания, у которых на поверхности, обращенной к валу, установлены щетки, и магнитной жидкости в зазоре между валом и концами щетинок. Кольцевой постоянный магнит установлен между двух полюсных приставок, причем к его внутренней и внешней сторонам примыкают две кольцевые немагнитные втулки, при этом кольцевой постоянный магнит своим северным полюсом примыкает к боковой стороне одной полюсной приставки, а южным к боковой стороне другой полюсной приставки, а между сторонами внешней немагнитной втулки и корпусом образована кольцевая заправочная емкость, сообщенная с полостью зазора продольными каналами, выполненными в монолитных полюсных приставках, при этом на внутреннюю поверхность продольных каналов нанесено немагнитное покрытие. Изобретение расширяет функциональные возможности магнитожидкостного уплотнения и увеличивает удерживаемый перепад давлений. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен радиальными стойками, равномерно разнесенными в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения с угловой частотой (3,0÷4,0) ед./рад. Причем двигатель испытан по меньшей мере по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также повысить достоверность эксплуатационных характеристик газотурбинного двигателя и репрезентативность результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя с одновременным упрощением технологии и сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытаний. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Причем двигатель испытан, по меньшей мере, по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также повысить достоверность эксплуатационных характеристик турбореактивного двигателя и репрезентативность результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30° против часовой стрелки для левого двигателя. Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен радиальными стойками. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также повысить достоверность эксплуатационных характеристик газотурбинного двигателя и репрезентативность результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя, с одновременным упрощением технологии и сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытаний. 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель (ТРД), выполненный двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги. Двигатель испытывается на стенде, который снабжен входным аэродинамическим устройством с дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Изобретение позволяет обеспечить повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей с одновременным упрощением технологии и сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытания. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания ГТД, по меньшей мере, по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Также представлен газотурбинный двигатель, выполненный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, повышение достоверности эксплуатационных характеристик ГТД и репрезентативности результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания ГТД, по меньшей мере, по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Также представлен газотурбинный двигатель, выполненный согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также повысить достоверность эксплуатационных характеристик ГТД и репрезентативности результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, при этом содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Двигатель испытан на стенде, который снабжен выдвижным интерцептором, пересекающим входной воздушный поток. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Изобретение позволяет обеспечить повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей с одновременным сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытаний. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ТРД. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ТРД. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ТРД, а именно тяги, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на стадии доводки опытного ТРД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл., 1 пр.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ГТД. Проводят обследование. Для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного ГТД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. На стадии доводки опытный ГТД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз. Быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Технический результат состоит в повышении достоверности результатов испытаний на стадии доводки опытных ГТД и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы ГТД в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 4 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 пр.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающим время полета не менее чем в 5-6 раз. Быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Технический результат состоит в повышении достоверности результатов испытаний на стадии доводки опытных ТРД и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы ТРД в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ГТД. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ГТД, а именно тяги, экспериментально проверенным ресурсом, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на стадии доводки опытного ГТД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ГТД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла, включающего регулируемое реактивное сопло и разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания поворотное устройство, ось вращения которого выполнена повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей, и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ГТД, а именно тяги и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на стадии доводки опытного ГТД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ТРД. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз. Быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Технический результат состоит в повышении достоверности результатов испытаний на стадии доводки опытных ТРД и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы ТРД в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и обслуживание модулей, узлов и коммуникационных систем. На завершающей стадии капитального ремонта после сборки двигатель испытывают по многоцикловой программе, включающей чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз. Технический результат состоит в повышении корректности и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы двигателя после капитального ремонта и обеспечении повышенного послеремонтного ресурса двигателя в условиях летной эксплуатации ТРД на высокоманевренных самолетах. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ТРД. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ТРД. Испытания проводят с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ТРД, а именно тяги, экспериментально проверенным ресурсом, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на стадии доводки опытного ТРД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх