Патенты автора Ланевский Тимур Маматкулович (RU)
Изобретение относится к выходным устройствам газотурбинных двигателей авиационного применения, предназначенным для отклонения вектора тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата, используемого в полете совместно с управляющими поверхностями летательного аппарата. Устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя включает корпуса поперечных выхлопных каналов, входы которых выполнены в наружном корпусе двигателя, при этом каждый вход снабжен запирающим устройством в виде заслонки. Ниже по потоку от заслонок расположены поворотные лопатки, концы поворотных лопаток прикреплены к наружному и внутреннему корпусам двигателя. Каждая поворотная лопатка состоит из неподвижной части, установленной перпендикулярно продольной оси двигателя и поворотной части, выполненной с возможностью поворота вокруг поперечной оси двигателя. На каждом выходе поперечных выхлопных каналов установлена заслонка воздушного тормоза. Поворотные лопатки объединены в группы, которые совместно с заслонками и заслонками воздушного тормоза сгруппированы по секторам. Внутри каждого сектора заслонка, заслонка воздушного тормоза и группа поворотных лопаток снабжены индивидуальными синхронизированными приводами. В продольной плоскости каждой поворотной лопатки перед заслонкой наклонно установлен пилон, при этом концы пилонов прикреплены к наружному и внутреннему корпусам двигателя. Изобретение позволяет увеличить маневренные возможности летательного аппарата с увеличением угловой скорости разворота. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью. Система охлаждения затурбинных элементов снабжена воздухо-воздушным теплообменником, установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура. За воздухо-воздушным теплообменником по ходу движения газового потока в канале второго контура установлено устройство для расширения газового потока. Устройство для расширения газового потока выполнено в виде лопаток турбодетандера. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения затурбинных элементов двигателя. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Турбокомпрессор // 2705502
Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к осевым, диагональным и осецентробежным компрессорам газотурбинных установок. Турбокомпрессор содержит корпус с размещенными в нем рабочими и направляющими лопатками, в котором над торцами рабочих лопаток выполнено надроторное устройство, состоящее из корпуса и кольцевой решетки, образованной ребрами и щелевыми каналами между ними. Между корпусом надроторного устройства и кольцевой решеткой образована кольцевая полость, сообщающаяся с проточной частью турбокомпрессора через щелевые каналы между образующими кольцевую решетку ребрам. Корпус надроторного устройства снабжен по меньшей мере одним сквозным отверстием для сообщения кольцевой полости с последующими ступенями турбокомпрессора. В корпусе надроторного устройства размещены уплотнительные втулки. В кольцевой полости над кольцевой решеткой размещены кольцевые сегменты, установленные с возможностью перекрытия щелевых каналов кольцевой решетки. На кольцевых сегментах выполнены окружные пазы, в которых размещены уплотнительные проставки, установленные над концами кольцевых сегментов с возможностью перекрытия зазора между ними. На внутренних поверхностях кольцевых сегментов и уплотнительных проставок закреплены уплотнительные элементы из пластичного материала. Каждый кольцевой сегмент снабжен отверстием под резьбовую втулку, а корпус надроторного устройства и кольцевые сегменты соединены между собой посредством упругих подвижных элементов, один конец которых жестко закреплен в резьбовой втулке неразъемным соединением, а другой конец жестко закреплен в уплотнительной втулке неразъемным соединением. Изобретение позволяет снизить негативный эффект, которое оказывает надроторное устройство на режимах работы при nпр=0,85…1,00. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
ЩЕТОЧНОЕ УПЛОТНЕНИЕ ТУРБОМАШИНЫ // 2705103
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к щеточному уплотнению. Щеточное уплотнение турбомашины, включающее щетку, разделяющую между роторным и статорными элементами полость наддува и уплотняемую полость, при этом щетка размещена между кольцевыми фланцами, а ее свободный конец наклонен к оси роторного элемента под углом, отличным от 90°, при этом один из фланцев расположен в полости наддува, а второй - в уплотняемой полости. Фланцы выполнены на статорном элементе и соединены между собой, а щетка сопряжена с контактной поверхностью роторного элемента с нанесенным на него упрочняющим покрытием. Щетинки наклонены под острым углом к поверхности роторного элемента в направлении его вращения, уплотнение снабжено двумя плоскими разрезными кольцами, которые размещены между фланцами. Между плоскими разрезными кольцами размещена щетка, при этом одно плоское кольцо своим внешним радиусом совместно со щеткой зафиксировано на внутренней поверхности фланца, расположенного в уплотняемой полости, посредством неразъемного соединения, а внутренняя поверхность фланца, расположенного в уплотняемой полости, образует с внешней поверхностью второго плоского разрезного кольца угол 3-6°. Фланцы соединены между собой разъемным соединением, а второе плоское кольцо своим внешним радиусом зафиксировано между фланцами в области их разъемного соединения. Фланцы соединены между собой неразъемным соединением, а второе плоское кольцо своим внешним радиусом соединено с внутренней поверхностью фланца, расположенного в уплотняемой полости, посредством неразъемного соединения. Изобретение позволяет увеличить срока службы щеточных уплотнений и валов, снизить величину протечек рабочего тела через щеточное уплотнение, обеспечить работоспособность щеточного уплотнения при обратном перепаде давления на переходных режимах работы турбомашины, снятие эксплуатационных ограничений при холодной прокрутке ротора турбомашины. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к компьютерно-реализуемому способу автоматизированной обработки и анализа данных для оценки эффективности выполнения поручений. Технический результат заключается в автоматизации обработки и анализа данных для оценки эффективности выполнения поручений. В способе виды деятельности предприятий разделяют по функциональным группам, в каждой выделяют три ключевых показателя, отражающих оценку эффективности выполнения поручений, ежеквартально собирают информацию по ключевым показателям из независимого источника и формируют входные данные по каждой функциональной группе по каждому подчиненному, в каждой функциональной группе выделяют три расчетных индикатора, отражающих параметры эффективности выполнения поручений руководителя подчиненными, на этапах экспертного анализа и формирования вывода информацию ключевых показателей и расчетных индикаторов анализируют с построением графиков по каждому отдельно взятому виду деятельности для каждого ключевого показателя и расчетного индикатора и по результатам анализа формируют вывод о наличии проблем в существующей эффективности выполнения поручений внутри каждого вида деятельности, формулируют рекомендации для руководителя о развитии эффективности выполнения поручений. 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.
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.
Газодинамическое уплотнение клапана // 2688607
Изобретение относится к конструкции клапанного узла, преимущественно газотурбинного двигателя, и касается конструкции уплотнения запорного элемента. Газодинамическое уплотнение клапана содержит корпус с установленным внутри него дисковым затвором с кольцевой проточкой в торцевой части, кольцевую крышку, установленную на дисковом затворе, с образованием между ними кольцевой полости, уплотнительное кольцо, установленное в кольцевой полости, и отверстия для подачи рабочей среды, сообщающие входную полость с кольцевой полостью. Уплотнительное кольцо снабжено глухими радиальными проточками, выполненными со стороны дискового затвора в радиальном направлении от его центра, уплотнительное кольцо выполнено в виде сегментов и установлено с возможностью их радиального перемещения, сегменты снабжены стопорными выступами, выполненными на их торцах, при этом стопорные выступы соседних сегментов находятся во взаимном зацеплении в одном из крайних положений, отверстия для подачи рабочей среды выполнены в дисковом затворе и соединены с глухими радиальными проточками через кольцевую полость, а дисковый затвор установлен на поворотной оси, проходящей под углом к его плоскости. Изобретение обеспечивает высокую эксплуатационную надежность и увеличение ресурса клапана. 4 ил.
Делитель потока аддитивный // 2688605
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.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в трехконтурных двигателях, входящих в состав силовой установки многорежимных летальных аппаратов. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата включает корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал потока второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал потока третьего контура с внешней стороны от канала потока второго контура, канал основного потока, связанный с каналом потока второго контура, корпус газогенератора, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура. Двигатель снабжен передними и задними силовыми конструктивными элементами. Корпус вентилятора выполнен составным из передней и задней частей, при этом силовая связь между передней и задней частями корпуса вентилятора осуществлена посредством передних силовых конструктивных элементов. Силовая связь между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура осуществлена посредством задних силовых конструктивных элементов. Задняя часть корпуса вентилятора выполнена с возможностью разделения воздуха по каналам основного потока и потока третьего контура, при этом в области разделения потоков воздуха в вентиляторе расположены передние силовые конструктивные элементы. Корпус третьего контура выполнен из материала с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура. Передние и задние силовые конструктивные элементы выполнены в виде спрофилированных обтекаемых стоек. Корпус третьего контура выполнен из композиционного материала на основе карбидокремниевых волокон со связующим из полимерных смол или углерода. Изобретение позволяет снизить массу трехконтурного двигателя. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Нерегулируемое сопло газотурбинного двигателя, содержащее четыре стенки, соединенные между собой разъемным соединением с образованием канала отвода рабочего газа. Стенки соединены попарно, образуя соединенные между собой входной и выходной элементы канала отвода рабочего газа, имеющего криволинейную форму. Выходной элемент состоит из двух стенок, соединенных в горизонтальной плоскости двигателя. Входной элемент состоит из двух стенок, соединенных в вертикальной плоскости двигателя, и выполнен с возможностью крепления к корпусу наружного контура двигателя. Входной и выходной элементы выполнены из разных материалов. На внутренние поверхности стенок нанесено покрытие с требуемыми свойствами, например жаропрочности, жаростойкости, коррозионной стойкости. Технический результат: изобретение позволяет создать конструкцию сопла сложной пространственной формы, позволяющую наносить покрытие на его внутреннюю часть и снизить его общую массу. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к конструированию приспособлений для закрепления рабочих лопаток турбомашины на вибростенде при усталостных испытаниях. Устройство для закрепления рабочей лопатки турбомашины с замковым элементом при усталостных испытаниях содержит корпус, жестко закрепленный на вибростоле с помощью кронштейна, зажим с элементами фиксации, расположенный на корпусе. В зажиме выполнен паз, повторяющий замковую часть лопатки. Устройство снабжено гибким шлангом, закрепленным на корпусе при помощи резьбового соединения. В корпусе выполнена полость. В корпусе рядом с зажимом выполнены отверстия, соединяющие полую часть с атмосферой. Элементы фиксации расположены между пазом и полой частью корпуса. Зажим состоит из двух частей, одна из которых выполнена подвижной, с возможностью съема и содержит зацеп, а другая является частью корпуса и содержит выемку, повторяющую своей формой зацеп. Технический результат заключается в снижении влияния температуры испытаний на жесткость устройства и расширении номенклатуры применяемых материалов для производства его элементов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2674848
Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло. Двигатель также снабжен реверсом тяги, расположенным за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Реверс включает отклоняющие каналы, каждый из которых снабжен клапаном, сообщающиеся с проточной частью двигателя, и группы поворотных лопаток, расположенные за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Каждая группа поворотных лопаток газодинамически связана со своим отклоняющим каналом и имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана отклоняющего канала. Форсажная камера сгорания имеет корпус, соединенный с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла. Всережимное реактивное сопло выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота реактивного сопла. Технический результат: увеличение угловой скорости разворота летательного аппарата за счет оснащения двухконтурного турбореактивного двигателя с низкой степенью двухконтурности отклоняемым вектором тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя, в частности создание отрицательного вектора тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к реактивным соплам бесфорсажных газотурбинных двигателей авиационного применения. Выхлопное сопло турбореактивного двигателя летательного аппарата имеет канал изогнутой формы, открытый с входной и выходной стороны и имеющий нижнюю, верхнюю и боковые стенки, включает часть канала, сужающуюся до критического сечения прямоугольной формы в сторону выхода, снабженную подвижной створкой, и расположенную после него расширяющуюся часть. Входная сторона канала присоединена к наружному контуру, на наружной поверхности подвижной створки сужающейся части канала расположены направляющие, выполненные с возможностью скольжения в пазах, размещенных в боковых стенках канала. Подвижная створка выполнена с возможностью регулирования площади критического сечения сопла. Подвижная створка сужающейся части канала снабжена приводом управления и вместе с приводом шарнирно присоединена к верхней стенке канала. В расширяющейся части канала расположены верхняя и нижняя подвижные створки, снабженные приводами управления и по наружной поверхности продолжающие контур летательного аппарата. Верхняя подвижная створка и привод управления ею в области критического сечения шарнирно присоединены к подвижной створке сужающейся части канала, а нижняя подвижная створка и привод управления ею в области критического сечения шарнирно присоединены к нижней стенке канала. На внутреннюю поверхность верхней, нижней и боковых стенок канала нанесено радиопоглощающее покрытие, а к видимой из задней полусферы части внутренних поверхностей верхней, нижней и боковых стенок канала снаружи присоединен охлаждающий экран с воздухом, подаваемым из компрессора двигателя. Изобретение позволяет снизить потерю тяги и понизить удельный расход топлива при работе турбореактивного двигателя, повысить маневренные качества и снизить уровень заметности летательного аппарата в задней полусфере. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
БЕСФОРСАЖНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2663440
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате. Бесфорсажный турбореактивный двигатель включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и со смесителем. Канал третьего контура соединен с выхлопным соплом канала третьего контура. Смеситель выполнен с нерегулируемыми площадями. За смесителем соосно установлен модуль реверса тяги, отклоняющий поток смешанного газа на угол более 90° от направления струи газового потока. За модулем реверса тяги установлено плоское выхлопное сопло смешанного газа с каналом изогнутой формы, на внутреннюю поверхность стенок которого нанесено радиопоглощающее покрытие. Выхлопное сопло смешанного газа с отклоняемым вектором тяги имеет регулируемые площади критического и выходного сечений. Канал третьего контура входом соединен с промежуточной ступенью вентилятора и снабжен клапанным узлом перепуска воздуха. Канал третьего контура в сечении за вентилятором представляет собой кольцо, в сечении коробки двигательных агрегатов - два уплощенных патрубка на боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для передней опоры двигателя, в сечении модуля реверса тяги - два уплощенных патрубка на боковой поверхности двигателя с обтекаемыми вырезами для задней опоры двигателя, в сечениях выхлопного сопла смешанного газа - поверхность, отстоящую от видимых из задней полусферы стенок выхлопного сопла. Изобретение позволяет снизить удельный расход топлива при минимальной массе конструкции, повысить маневренные качества летательного аппарата, снизить уровень заметности летательного аппарата в задней полусфере. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Клапанный узел канала перепуска компрессора // 2642991
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с установленным с возможностью осевого перемещения внутри внутреннего корпуса кольцевым затвором профилированной формы, привод. Корпус компрессора снабжен осевыми пазами с установленными в них с возможностью перемещения продольными направляющими. Кольцевой затвор усилен продольными ребрами жесткости, соединенными с продольными направляющими и приводом. Привод размещен внутри кольцевого затвора и закреплен на корпусе компрессора. Продольные направляющие выполнены прямоугольного сечения. Кольцевой затвор имеет возможность перемещаться по поверхности внутреннего корпуса канала перепуска. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры и массу клапанного узла канала перепуска компрессора, увеличить прочность конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов. Промежуточный элемент выполнен в виде рабочей лопатки турбодетандера с образованием плавного перехода от профиля к профилю всех трех рабочих лопаток. Проточная часть газового канала рабочей лопатки турбодетандера ограничена полками. Рабочая лопатка вентилятора соединена с рабочей лопаткой турбодетандера посредством разъемного шарнирного соединения. Достигается интенсивное охлаждение двигателя, повышение тяги двигателя, снижение массы и увеличение прочностных показателей трехъярусной рабочей лопатки турбовентилятора, а также её надежности в целом. 1 ил.
Клапанный узел вентилятора // 2623704
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.
Воздухо-воздушный теплообменный аппарат // 2612668
Изобретение относится к теплообменным аппаратам и может быть использовано, в частности, в области авиадвигателестроения в системах охлаждения воздуха и газа газотурбинных двигателей. Воздухо-воздушный теплообменный аппарат имеет кольцевую форму, состоит из нескольких теплообменных модулей, установленных под углом к направлению потока воздуха и представляющих собой конструкцию из нескольких трубок. Каждый из теплообменных модулей выполнен в виде нескольких пар концентрических U-образных трубок овальной формы, собранных зацело. Большая ось овальных трубок направлена вдоль направления потока наружного воздуха, а отношение длины большой оси овала к малой оси овала выполнено в диапазоне 1:5-1:100. U-образные овальные трубки снабжены интенсификаторами течения воздуха в виде системы ребер наружной и внутренней поверхности овальных трубок. Изобретение позволяет увеличить эффективность теплообмена с сохранением уровня гидравлических потерь во внутреннем и наружном контуре и снизить пульсации колебаний воздуха (газа) наружного контура. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
