Патенты автора Иноземцев Александр Александрович (RU)
Изобретение относится к области металлургии, а именно к интерметаллидным сплавам на основе γ-TiAl фазы и может быть использовано при изготовлении лопатки турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГГД) летательных аппаратов нового поколения. Интерметаллидный сплав на основе γ-TiAl фазы для изготовления лопатки турбины низкого давления газотурбинного двигателя содержит, ат.%: алюминий 44,0, ниобий 3,0, цирконий 2,0, гафний 1,0, бор 0,15, титан - остальное, при этом в литом состоянии количество β(β0)-фазы составляет не более 7 об.%, а после термической обработки количество β(β0)-фазы составляет 2 об.% или менее. Способ изготовления заготовки лопатки турбины низкого давления газотурбинного двигателя из интерметаллидного сплава на основе γ-TiAl фазы включает обеспечение литой заготовки лопатки, изотермическую штамповку и последующую термическую обработку. Изотермическую штамповку осуществляют при температуре 950-1000°С со степенью деформации 30-50 % и скоростью, выбираемой в интервале 10-4-5×10-3 с-1, а термическую обработку проводят путем двух отжигов с обеспечением в структуре количества β(β0)-фазы 2 об.% или менее, причем первый отжиг проводят при температуре 1270°С в течение 2 часов с последующим охлаждением с печью до 900°С, а второй отжиг проводят при температуре 900°С в течение 4 часов с последующим охлаждением с печью. Обеспечивается повышение жаропрочности и пластичности сплава, а также упрощение изготовления заготовки лопатки ТНД ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил., 1 пр.
Способ испытания высокотемпературной газовой коррозии, абразивной и температурной стойкости материалов и покрытий газотурбинных двигателей в высокоскоростных газовых потоках относится к области аэрокосмического и энергетического машиностроения и может использоваться для нанесения регламентированных коррозионных повреждений, одновременных испытаний коррозионной, абразивной и температурной стойкости материалов и сплавов в среде продуктов сгорания жидких и/или газовых топлив, загрязненных оксидами серы, углерода, азота, пылью, парами воды, хлористым водородом, солями и другими коррозионно-активными агентами. Предложен способ испытания высокотемпературной газовой коррозии, абразивной и температурной стойкости материалов и покрытий газотурбинных двигателей в высокоскоростных газовых потоках, включающий размещение исследуемых образцов во вращающейся кассете, которая вращается с заданной скоростью и снабжена коллектором ввода охлаждающего воздуха, подачу и регулирование расхода горючего газа в реакторе, подачу и регулирование расхода воздуха для охлаждения исследуемых образцов снаружи и по внутренним каналам посредством системы распределения сжатого воздуха, подающей воздух, необходимый для внутреннего охлаждения образцов, внутрь вращающейся кассеты, и холодный воздух на поверхность исследуемых образцов, ввод абразивных частиц в солевой раствор, который далее впрыскивают в реактор, ввод и вывод исследуемых образцов в факел пламени посредством серверного электродвигателя с приводом, размещенного на подвижной платформе, передвигающейся по рельсам, расположенным перпендикулярно потоку пламени. Причем ход привода задан таким образом, чтобы исследуемые образцы в одном крайнем положении находились в зоне нагрева, а в другом - в зоне охлаждения. При этом для испытаний при высоких температурах в качестве горючего газа используют один из газов - пропан, водород или ацетилен, а абразивные частицы представляют собой измельченные порошки диоксида кремния и/или корунда и/или железа и/или вулканического пепла. Технический результат - обеспечение возможностей нанесения регламентированных коррозионных повреждений, одновременных испытаний коррозионной, абразивной и температурной стойкости в диапазоне 500-2350°С образцов сплавов, в том числе лопаток газовых турбин, охлаждаемых по внутренним каналам воздухом, в среде высокоскоростных потоков продуктов сгорания жидких и/или газовых топлив, загрязненных оксидами серы, углерода, азота, пылью, парами воды, хлористым водородом, солями и другими коррозионно-активными агентами. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к электромеханическим системам управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (ГТД) типа FADEC. Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (система) содержит электронный регулятор двигателя (РЭД), электронный блок управления электромеханическими приводными органами, по меньшей мере один блок электромеханических приводных органов для открытия или закрытия реверсивного устройства (РУ), который включает, по меньшей мере, электродвигатель, винтовую передачу и механизм стопорения электродвигателя; датчик положения подвижной части РУ, электромеханический замок РУ, датчик положения электромеханического замка РУ, рычаг управления двигателем с выключателем для коммутации электрической цепи электромеханического замка после перевода рычага управления двигателем на площадку работы РУ, при этом выход РЭД соединен с входом электронного блока управления, первый выход электронного блока управления соединен с блоком электромеханических приводных органов, а второй выход электронного блока управления соединен с входом РЭД; бортовую систему регистрации и индикации параметров полетной информации. Дополнительно введен датчик положения рычага управления двигателем, который соединен с РЭД, выходы датчика положения электромеханического замка РУ соединены с входами РЭД; РЭД содержит по меньшей мере два канала управления, электронный блок управления содержит по меньшей мере два канала управления; при этом РЭД имеет возможность обмена информацией между каналами электронного регулятора и передачи информации в бортовую систему регистрации и индикации параметров полетной информации; электронный блок управления электромеханическим приводом имеет возможность обмена информацией между каналами электронного блока управления, а также возможность выявления отказа блока электромеханических приводных органов и передачи информации об исправном состоянии блока электромеханических приводных органов в каждый канал РЭД. При этом электронный блок управления также имеет возможность передачи информации о работе электромеханического привода РУ в бортовую систему регистрации и индикации параметров полетной информации; а датчик положения подвижной части РУ имеет возможность измерения текущего положения подвижной части РУ. Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность и отказобезопасность электромеханической системы управления реверсивным устройством, повысить безопасность полетов, снизить массу электрических коммуникаций, эксплуатационные затраты и в целом сложность газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к высоконапорным многоступенчатым компрессорам газотурбинных двигателей, в том числе для авиационного применения. Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя, содержащий размещенные в проточной части компрессора ступени с рабочими колесами, содержащими рабочие лопатки, первая ступень высоконапорная, следующие за ней ступени низконапорные, отношение площади F1 проточной части компрессора на входе в рабочую лопатку первого высоконапорного рабочего колеса к площади F2 проточной части на выходе из первой высоконапорной ступени составляет 1,6-2,2. В проточной части компрессора коэффициент диффузорности DL1 первого высоконапорного рабочего колеса не превышает 0,6, коэффициент диффузорности DL2 второго рабочего колеса не превышает 0,55, коэффициент диффузорности DL3 с третьей по восьмую рабочих лопаток не превышает 0,5, общее количество ступеней компрессора равно 8. Предлагаемое изобретение позволяет повысить запасы газодинамической устойчивости, степень повышения полного давления в компрессоре, надежность высоконапорного компрессора газотурбинного двигателя. 3 ил.
Изобретение относится к высоконагруженным дискам турбин или компрессоров, применяемых в авиационных и наземных газотурбинных двигателях. Высоконагруженный диск турбины или компрессора содержит ступицу с замкнутой полостью. Замкнутая полость в ступице является незаполненной и выполнена тороидальной, с образующей тора в форме замкнутой плоской кривой - эллипса, с большой и малой осями. Большая ось эллипса расположена в радиальном направлении диска, а соотношение размеров большой и малой осей эллипса составляет 1,3…1,6. Изобретение позволяет снизить напряженность и повысить циклическую долговечность высоконагруженного диска турбины или компрессора. 3 ил., 1 табл.
Изобретение относится к области металлургии, в частности к порошковой металлургии жаропрочных никелевых сплавов, и может быть использовано для изготовления высоконагруженных роторных деталей, работающих при температурах до 650-700°С в газотурбинных двигателях. Жаропрочный никелевый сплав содержит, мас. %: углерод 0,08-0,15; хром 10,5-12,5; кобальт 14,0-16,0; вольфрам 4,0-6,0; молибден 2,6-3,6; титан 2,5-3,5; алюминий 3,6-4,6; ниобий 3,0-4,0; тантал 0,1-1,3; гафний 0,05-0,2; ванадий 0,1-0,5; бор 0,005-0,05; цирконий 0,001-0,05; церий 0,001-0,05; скандий 0,01-0,1; магний 0,001-0,05; остальное - никель и неизбежные примеси. Сплав имеет высокую прочность и жаропрочность, обладает высоким сопротивлением малоцикловой усталости. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 табл.
Изобретение относится к области турбостроения, а именно - к испытаниям газогенераторов турбореактивных двухконтурных двигателей на стенде. Стенд для испытания газогенераторов турбореактивных двухконтурных двигателей имеет воздуховод с установленными по тракту заслонками и турбореактивный двухконтурный двигатель. Вход воздуховода соединен с наружным контуром турбореактивного двигателя, а выход - с испытуемым газогенератором. Потоком воздуха наружного контура турбореактивного двигателя без смешения потоков наружного и внутреннего контуров совместно с использованием заслонок, перепускающих воздух на вход испытуемого газогенератора и в выхлопной воздуховод, обеспечивается одновременная имитация газодинамических параметров воздуха на входе в испытуемый газогенератор и упрощение испытаний. 1 ил.
Изобретение относится к области обработки металлов давлением. С использованием диффузионной сварки и сверхпластической формовки собирают заготовки обшивок и заполнителя в пакет. Предварительно на участки контактирующих поверхностей заготовок обшивок и заполнителя по заданному трафаретному рисунку наносят защитное покрытие. В заготовках обшивок выполняют проточку, а в заготовке заполнителя - прорезь для установки по крайней мере одной трубки. Герметизируют пакет по кромкам, исключая место установки по крайней мере одной трубки. Устанавливают трубку, соединяя ее с коллекторной зоной, и удаляют из полостей пакета кислород и связующее вещество защитного покрытия. Полностью герметизируют пакет, нагревают его и осуществляют диффузионную сварку заготовок по входной, выходной и периферийной кромкам. Придают цельной конструкционной заготовке аэродинамический профиль, производят сверхпластическую формовку посредством подачи в полости между заготовками обшивок и заполнителя рабочей среды с использованием по крайней мере одной трубки. Коллекторную зону располагают со стороны пакета, соответствующей периферийной кромке лопатки. Для установки по крайней мере одной трубки проточку в заготовках обшивок и прорезь в заготовке заполнителя выполняют на расстоянии от внешней границы входной или выходной кромки, меньшем L/3, где L - длина хорды лопатки по периферийной кромке. В результате обеспечивается устранение возможности появления брака при изготовлении лопаток без ухудшения эксплуатационных свойств лопатки и без повышения трудоемкости ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области обработки металлов давлением, более конкретно к способам изготовления с использованием диффузионной сварки полого изделия. Изготавливают заготовки обшивок и заполнителя, при этом на внешней поверхности одной или обеих заготовок обшивок выполняют отдельные выступы для формирования из них впоследствии конструктивных элементов изделия, а по периметру технологической зоны соответственно одной или обеих заготовок обшивок выполняют сплошной выступ. Далее собирают заготовки в пакет, размещают пакет между половинами матрицы с расположением технологической зоны заготовок между соответствующими плоскими поверхностями половин матрицы. Осуществляют сжатие технологической зоны пакета между половинами матрицы, нагрев пакета и подачу рабочей среды в замкнутую полость, образованную между половиной матрицы и пакетом, для создания давления, необходимого для диффузионной сварки заготовок. Повышается качество соединения. 5 з.п. ф-лы, 5 ил., 2 пр.
Изобретение относится к области обработки металлов давлением, более конкретно, к способам изготовления полой лопатки вентилятора газотурбинного двигателя (ГТД), состоящей из выполненных из титанового сплава обшивок и заполнителя
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2439436
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания
Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей
СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ // 2406990
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, в частности оценке технического состояния газотурбинного двигателя и осуществлению контроля степени загрязнения газовоздушного тракта двигателя
Изобретение относится к способам управления силовыми установками летательных аппаратов, а более конкретно - к способам автоматического управления тягой газотурбинных двигателей для поддержания заданной скорости полета самолета
Изобретение относится к машиностроению, а точнее к установкам для испытания роторов турбомашин на прочность
Изобретение относится к области обеспечения надежной эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей, а именно - к методике диагностирования технического состояния конкретного авиационного двигателя и выдаче рекомендаций по устранению неисправностей
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей по техническому состоянию, в частности к способам управления ресурсом авиационных газотурбинных двигателей
Изобретение относится к методам контроля технического состояния замкнутой циркуляционной маслосистемы авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) по уровню масла в маслобаке
ГАЗОТУРБИННЫЙ НАСОСНЫЙ АГРЕГАТ // 2386834
Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом
ГАЗОВАЯ СИЛОВАЯ ТУРБИНА // 2379524
Изобретение относится к газовым силовым турбинам газотурбинных двигателей установок наземного применения
ЖАРОПРОЧНЫЙ ПОРОШКОВЫЙ НИКЕЛЕВЫЙ СПЛАВ // 2371495
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к жаропрочным никелевым сплавам
ПОРОШКОВЫЙ ЖАРОПРОЧНЫЙ НИКЕЛЕВЫЙ СПЛАВ // 2368683
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к жаропрочным никелевым сплавам
Изобретение относится к области металлургии, а именно к установкам для получения металлических порошков
ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2352798
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, точнее - к двигателям со звукопоглощающими конструкциями
Изобретение относится к области металлургии
ВОЗДУХООЧИСТИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО // 2345816
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к устройствам, предназначенным для очистки от загрязнений воздуха, используемого для наддува подшипниковых опор газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения
Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева
Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей, в том числе для авиационного применения
ГИБКАЯ МУФТА ДЛЯ ВАЛОВ // 2309305
Изобретение относится к авиадвигателестроению, к муфтам, предназначенным для передачи мощности от вала двигателя к валу потребителя в условиях несоосности и перекоса осей указанных валов, и позволяет повысить надежность пальцев и дисков муфты
Изобретение относится к способам управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей (ГТД), при отказе или частичной потере тяги одного из двигателей
ШАРОВИНТОВОЙ РЕДУКТОР // 2295663
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к шаровинтовым редукторам
КОРПУС ВЕНТИЛЯТОРА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2293885
Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации турбовентиляторных двигателей
Изобретение относится к способам определения технического состояния двигателей, машин и механизмов по параметрам металлических частиц износа, измеренных сцинтилляционным методом анализа
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и позволяет повысить эффективность звукопоглощения в двухконтурном турбореактивном двигателе при минимизации потерь давления и тяги путем использования акустически настроенных щелевых резонаторных камер Гельмгольца
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбореактивных двухконтурных двигателей
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей
