Патенты автора Куница Сергей Петрович (RU)

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.

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.

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

Изобретение 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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов. Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, плоское сопло, установленное на подшипнике с возможностью поворота в поперечной плоскости в противоположные стороны от нейтрального положения на угол до 90°, электрический исполнительный механизм и привод. Устройство дополнительно снабжено двумя контактными уплотнениями и кольцевыми вкладышами, двумя фланцами, кольцевым корпусом шестерни, наружным корпусом-обоймой с кольцевой накладкой и кольцевым замком. Привод выполнен в виде вала с шестерней, а фланцы выполнены с зубчатыми торцевыми контактными поверхностями и на их противоположных торцах с кольцевыми канавками под кольцевые вкладыши. Один из фланцев жестко закреплен на неподвижном корпусе, а другой на сопле. Фланцы направлены зубчатыми торцевыми контактными поверхностями навстречу друг другу и входят в зацепление с шестерней привода. Кольцевой корпус шестерни установлен между фланцами и имеет на боковой поверхности углубление под вал привода. В кольцевые канавки установлены кольцевые вкладыши с композитными вставками, причем наружный корпус-обойма с кольцевой накладкой и кольцевым замком опираются на вкладыши и на фланцы, закрепленные на корпусе и сопле с образованием двухрядного упорного подшипника скольжения. Контактные уплотнения расположены на фланцах перед подшипником для исключения просасывания через него воздуха. Изобретение позволяет обеспечить всеракурсность отклонения вектора тяги на плоском сопле, снижает габариты системы поворота по сравнению с известными устройствами, позволяет реализовать механизм поворота сопла в концепции «электрического» привода. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. При этом частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения. Роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова. Изобретение обеспечивает стабильную подачу масла к опорам двигателя на останове до полной остановки всех роторов двигателя, а также позволяет снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1 ил.

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.

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

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установках наземного применения. Узел уплотнения газовой турбины содержит закрепленный на статоре турбины кольцевой корпус (1) со сквозными отверстиями и установленную в нем надроторную вставку (7), выполненную сегментарно. Узел уплотнения содержит устройство для фиксации сегментов (8), составной экран (23), расположенный над сегментами (8) надроторной вставки и установленный с возможностью перекрытия зазоров между сегментами и образующий с кольцевым корпусом полость (25), сообщенную с проточной частью каналами (14). Устройство для фиксации сегментов (8) в кольцевом корпусе выполнено в виде винтов (15), расположенных в распорных втулках (16), замков (18) с отверстием для распорной втулки (16), нижняя часть которых установлена в сегменте (7) надроторной вставки посредством соединения «ласточкин хвост» и имеет кольцевой вырез (20) в расширяющейся части. Изобретение обеспечивает высокую эксплуатационную надежность узла уплотнения с керамическими композиционными или керамическими вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также повышение эффективности охлаждения узла уплотнения. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя. Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов вспомогательной силовой установки двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки. 1 ил.

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

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

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

 


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