Патенты автора Критский Василий Юрьевич (RU)
Изобретение относится к способам получения металлических композиционных материалов на основе интерметаллида титана, армированных высокомодульными волокнами, применяемых в авиационной технике, в частности, для упрочнения элементов газотурбинных двигателей, а также относится к установкам для непрерывного изготовления тонкой полосы металломатричного композита. Способ упрочнения элемента турбомашины металломатричным композитом на основе интерметаллида титана включает послойное наматывание неоксидного керамического армирующего волокна на основе карбида кремния на конструктивный элемент с образованием ленты, расплавление порошковой смеси для получения матричного расплава на основе интерметаллида титана требуемого состава с температурой плавления ниже температуры плавления армирующего волокна, нанесение на ленту плакирующего слоя из сплава, пропитку каждого слоя матричным расплавом, кристаллизацию расплава и сплавление армирующих волокон под давлением с образованием металломатричного композита, при этом нанесение плакирующего слоя и пропитку матричным расплавом производят перед наматыванием волокон на конструктивный элемент пропусканием через матричный расплав армирующих волокон в виде ленты при расстоянии между волокнами в ней, равном 1-3 диаметрам волокна, с поверхностной плотностью 40-180 г/м2, при этом ленту наматывают на элемент ротора турбомашины, являющегося одним из валков валкового кристаллизатора, а кристаллизацию расплава и сплавление армирующих волокон производят в защитной атмосфере под давлением второго охлаждающего валка кристаллизатора. Установка для осуществления способа содержит емкость для подготовки матричного расплава с питающим желобом, два валка кристаллизатора, взаимодействующие друг с другом, соединенные с механизмом вращения, причем по меньшей мере один из валков оснащен системой охлаждения, две торцевые стенки, установленные по торцам валков и образующие приемную емкость, сообщенную с емкостью для подготовки матричного расплава, установленное на желобе средство, регулирующее поступление расплава в приемную емкость, устройство вторичного охлаждения, узел ввода армирующих волокон в валки, защитный кожух для создания защитной атмосферы, соединенный со средством подачи защитного газа, и источники тепловой энергии, при этом она снабжена средством, препятствующим кристаллизации матричного расплава на охлаждаемом валке кристаллизатора, в качестве одного из валков кристаллизатор содержит элемент ротора в виде тела вращения, а устройство вторичного охлаждения выполнено с возможностью дополнительного охлаждения и обжатия металломатричного композита на поверхности валка элемента ротора турбомашины, при этом она содержит по меньшей мере два источника тепловой энергии, один из которых установлен над емкостью для подготовки матричного расплава, а другой - над приемной емкостью. Изобретение направлено на увеличение скорости формирования металломатричного композита, модуля его упругости, прочности и жаростойкости при высокой окислительной стойкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл., 1 пр.
УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ В УЗЛАХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ // 2720186
Изобретение относится к системам защиты от загрязнения продуктами сгорания входных окон оптических датчиков, устанавливаемых, в частности, в узлах турбины или камер сгорания газотурбинных или иных воздушно-реактивных двигателей. Устройство защиты от загрязнения оптических датчиков в узлах воздушно-реактивных двигателей содержит корпус датчика, имеющий входную и тыльную части, внутри корпуса установлен оптический датчик с линзой, которая размещена во входной части корпуса с кольцевым зазором относительно него, при этом тыльная часть имеет патрубок подвода сжатого воздуха из компрессора, а входная часть сопряжена с проточной частью двигателя, при этом между линзой и входной частью размещена заслонка, выполненная с возможностью перемещения посредством поршневого пневматического исполнительного механизма. Устройство снабжено осесимметричным многозаходным шнековым завихрителем, кольцевой зазор выполнен в виде кольцевого сверхзвукового сопла, перед критическим сечением которого со стороны тыльной части корпуса датчика размещен осесимметричный многозаходный шнековый завихритель. Одна полость поршневого пневматического исполнительного механизма соединена пневматически с проточной частью двигателя, а полость, образованная линзой и заслонкой в закрытом положении, сообщена с каналами эжектирования воздуха и с другой полостью поршневого пневматического исполнительного механизма. Поршневой пневматический исполнительный механизм размещен в полости канала охлаждающего воздуха, который сообщен с каналом эжектирования воздуха. Технический результат, достигаемый при реализации предложенного изобретения, - повышение эффективности защиты оптических датчиков в процессе работы двигателя, а также во время его запуска и останова. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к измерительной технике, и может быть использовано, например, для сигнализации наличия горения в форсажной камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Способ сигнализации наличия горения в форсажной камере сгорания воздушно-реактивного двигателя, включающий регистрацию излучения из зоны горения, обработку полученного сигнала и вынесение решения о наличии горения. Полученный при регистрации излучения в процессе эксплуатации двигателя общий электрический сигнал разделяют на широкополосный в интервале частот 0-5000 Гц и узкополосный, при этом узкополосный интервал частот выбирают исходя из акустических и геометрических характеристик форсажной камеры сгорания, выделяют в этих интервалах средние значения амплитуд колебаний сигнала и сравнивают их с полученными до начала эксплуатации двигателя реперными значениями для каждого интервала, в случае одновременного превышения амплитуд колебаний сигнала над реперными значениями в обоих интервалах частот делают вывод о наличии горения в форсажной камере. Технический результат - повышение надежности контроля за процессом запуска форсажной камеры сгорания. 1 ил.
Способ упрочнения элемента в виде тела вращения ротора турбомашины металломатричным композитом // 2700222
Изобретение относится к области авиационной техники, к способам формирования упрочняющего элемента из металломатричного композита на диске и/или барабане ротора газотурбинного двигателя. Способ упрочнения элемента в виде тела вращения ротора турбомашины металломатричным композитом включает послойную намотку керамических нитей на указанный элемент, подачу порошкового сплава на керамический слой из нитей и последующее сплавление сплава и слоя из нитей с образованием металломатричного композита. Упомянутый элемент вращают относительно его продольной оси, а керамическую нить наматывают в виде полосы при расстоянии между нитями в ней, равном 1-3 диаметра керамической нити с поверхностной плотностью 40-180 г/м2. Порошковый сплав предварительно расплавляют и непрерывно подают не ранее места касания полосы и элемента ротора или сформированного на роторе слоя металломатричного композита с расходом, обеспечивающим сплавление керамической нити и образование слоя металломатричного композита на участке нормированной длины, длина которой определяется из соотношения L=(0,52-1,05)*r, где L – длина участка вновь образованного поверхностного слоя, r – радиус элемента в виде тела вращения. Образованный металломатричный композит на указанном участке нормированной длины механически обрабатывают, причем ширина обрабатывающего инструмента равна или больше ширины полосы керамических нитей. В частных осуществлениях изобретения упрочняют элементы ротора в виде дисков или барабанов. По наружной поверхности элемента ротора через равные промежутки расположены средства для крепления хвостовиков лопаток, выполненные в виде корневых элементов под сварку по форме профиля лопатки. В качестве порошкового сплава используют порошковые сплавы на основе титана, никеля, алюминия. В качестве керамических нитей используют карбид-кремниевые волокна. Обеспечивается повышение технологичности процесса формирования покрытия, снижение массы конструкции, обеспечение ремонтопригодности ротора лопаточной машины, повышение механических свойств покрытия за счет гарантированного создания предварительного напряжения в нитях и повышения в 3-4 раза количества армирующих нитей на 1 мм толщины покрытия и повышение качества покрытия. 4 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 пр.
Роторная машина объемного типа // 2699864
Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии, а также в качестве составной части двигателя внутреннего сгорания, в том числе и газотурбинных двигателей. Техническим результатом является увеличение КПД, улучшение удельных массовых и габаритных показателей. Сущность изобретения заключается в том, что машина объемного типа содержит корпус (1), по меньшей мере, один канал (8) подвода/отвода рабочего тела и колесо-разделитель (5) с технологической выемкой (6), центральное тело, установленное во внутренней полости корпуса с возможностью вращения вокруг своей оси и с зазором относительно стенки корпуса с образованием кольцевого рабочего (9) канала, профилированный элемент, перекрывающий канал подвода, выступ (18) и лопасть (4). Она снабжена центральным стационарным коллектором (7) с, по меньшей мере, одним продольным окном (16). Ротор (2) выполнен с кольцевой камерой подогрева (3), ограниченной внешней (12) обечайкой с продольным проемом (13) и внутренней (14) обечайкой с продольной щелью (15). Камера подогрева (3) сообщена с проемом (13) и каналом (8) подвода/отвода рабочего тела, при этом профилированный элемент выполнен на внутренней (14) обечайке ротора (2) с возможностью перекрытия продольного окна (16), колесо-разделитель (5) установлено во внутренней полости корпуса между стенкой корпуса и ротором (2), а лопасть (4) и выступ (18) выполнены на внешней (12) обечайке ротора (2). Поверхность технологической выемки (6) колеса-разделителя (5) сопряжена с ответной поверхностью выступа (18). 1 ил.
Опора двухвального газотурбинного двигателя // 2685154
Изобретение относится к области газотурбинной техники и может использоваться в конструкциях двухвальных газотурбинных двигателей авиационного и стационарного назначения. Опора двухвального газотурбинного двигателя содержит подшипник опоры турбины высокого давления, установленный между роторами низкого и высокого давления, форсунку, сообщенную с магистралью подачи масла, для подачи масла через отверстия в валу ротора низкого давления на указанный подшипник, и окна, выполненные в цапфе вала ротора низкого давления. Опора снабжена дополнительной форсункой, сообщенной с магистралью подачи масла и установленной напротив окон в цапфе вала ротора низкого давления, для непосредственной подачи масла через них на подшипник опоры турбины высокого давления. Изобретение обеспечивает непосредственную смазку и охлаждение подшипника опоры турбины высокого давления на этапах запуска и останова газотурбинного двигателя, за счет чего повышается надежность и ресурс двухвального ГТД. 1 з.п. ф-лы, 1 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.
Узел уплотнения газовой турбины // 2639444
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.
Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации // 2634505
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.
БАРАБАН РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ // 2596894
Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины выполнен в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси с одним и более венцами, со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных через равные промежутки по наружной поверхности, при этом барабан выполнен из металломатричного композита с перекрестной укладкой армирующих волокон, а средства для крепления хвостовиков лопаток выполнены в виде корневых элементов под сварку по форме профиля лопатки, при этом на внутренней поверхности барабана из композита выполнены наплывы, фланцы или цапфы с закладными элементами под сварку, причем наплывы расположены под корневыми элементами. Металломатричный композит сформирован сплавлением одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также повышение технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
БАРАБАН РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ // 2596895
Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины, содержащий корпус в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси и выполненный в нем один и более венец со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных по наружной поверхности через равные промежутки в поперечном направлении, при этом корпус содержит металломатричный композит с перекрестной укладкой армирующих волокон, средства для крепления хвостовиков лопатки выполнены в виде корневого элемента под сварку по форме профиля лопатки, а металломатричный композит сформирован по всей наружной поверхности тела вращения слоем толщиной, не превышающей высоту корневого элемента. Металломатричный композит сформирован из одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава с их последующим сплавлением. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
ПОДШИПНИК СКОЛЬЖЕНИЯ С НАНОСТРУКТУРНЫМ ФУНКЦИОНАЛЬНО-ГРАДИЕНТНЫМ АНТИФРИКЦИОННЫМ ПОКРЫТИЕМ // 2578840
Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в ракетно-космической, авиационной, нефтегазодобывающей и перерабатывающей промышленности, в железнодорожном, автомобильном транспорте и других областях промышленности. Подшипник скольжения, включающий корпус, устанавливаемый на цапфу вала или ось непосредственно или через вкладыш или втулку, в котором по крайней мере одна поверхность скольжения имеет наноструктурное антифрикционное покрытие на основе карбонитрида титана. Антифрикционное функционально-градиентное покрытие состоит из порошка карбонитрида титана, легированного кремнием, с фракциями нанодиапазона от 10 до 24 нм, субмикронного уровня - от 0,2 до 0,3 мкм и микронного уровня - от 1 до 5 мкм при следующем содержании фракций, мас. %: нанодиапазона - от 8 до 10, субмикронного уровня - от 50 до 60, микронного уровня - от 30 до 42. Технический результат изобретения - комплексное улучшение физико-механических и эксплуатационных характеристик подшипника за счет высокой твердости до 45-48 ГПа, среднего модуля упругости до 500 ГПа, адгезии к подложке (с максимальной критической нагрузкой до 50 Н), максимального снижения коэффициента трения от 0,01 до 0,015, повышения износостойкости, твердости, термической стабильности, жаропрочности, при одновременном повышении пластичности и прочности карбонитрида титана (TiCN) путем его наноструктурирования и легирования кремнием.
СТАТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2561371
Изобретение относится к регулируемым направляющим аппаратам компрессоров многорежимных авиационных газотурбинных двигателей. Статор компрессора газотурбинного двигателя содержит корпус, поворотные лопатки направляющего аппарата, три кольцевые обоймы и три опорных элемента. Лопатки направляющего аппарата установлены в корпусе и связаны рычагами с кольцами привода посредством радиальных штифтов, законтренных на последних. В каждой кольцевой обойме установлен шарик, а каждый опорный элемент закреплен на внутренней поверхности кольца привода с возможностью радиального смещения относительно последнего. Каждая из кольцевых обойм установлена в корпусе и зафиксирована в нем в осевом направлении, а в радиальном направлении подпружинена в сторону кольца привода. Каждый из шариков контактирует с внутренней поверхностью одного из опорных элементов. Изобретение позволяет повысить надежность, долговечность и ремонтопригодность статора компрессора газотурбинного двигателя, а также снизить его вес. 1 ил.
ЗАЩИТНАЯ МАСКИРУЮЩАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ПОДВЕРГАЮЩЕГОСЯ РАДИОЛОКАЦИОННОМУ ОБЛУЧЕНИЮ // 2479819
Изобретение относится к средствам защиты и маскирования объектов от систем радиолокационного облучения и опознавания, захвата, автоматического сопровождения и целеуказания, работающих в радиолокационном диапазоне электромагнитного спектра
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, а также для смазки и охлаждения подшипников и самих опор, и может использоваться в наиболее напряженных опорах
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к конструкции межвальной опоры, и может использоваться в наиболее напряженных межвальных опорах ГТД
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины ГТД
Изобретение относится к насосам и компрессорам необъемного вытеснения, а именно к регулируемым устройствам, направляющим текучую среду, для осевых компрессоров и вентиляторов
СТУПЕНЬ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА // 2269680
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и может быть использовано в компрессорах газотурбинных двигателей
ЛОПАТОЧНЫЙ ВЕНЕЦ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА // 2269679
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в компрессорах газотурбинных двигателей
Изобретение относится к конструкции компрессоров ТРД с высоконапорными широкохордными рабочими лопатками
Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками
