Патенты автора Попарецкий Андрей Владимирович (RU)
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 // 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.
