Патенты автора Сорокин Андрей Артурович (RU)
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно, к регулируемым в процессе сборки и нерегулируемым в работе выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла с центральным телом, содержащее донную часть, верхнюю часть, две боковые стенки с закрепленным на них упомянутым центральным телом, образующие верхний и нижний каналы проточной части, согласно настоящему изобретению центральное тело выполнено полым из, по меньшей мере, четырех пластин, соединенных между собой по торцам и в сечении вертикальной продольной плоскостью, имеет форму выпуклого четырехугольника, кроме того центральное тело закреплено на боковых стенках с возможностью его горизонтального смещения относительно них посредством промежуточных устройств, установленных в окнах, выполненных в боковых стенках. Изобретение обеспечивает повышение прочности и регулирование площади критического сечения при сборке для обеспечения оптимальной работы на всех режимах, что приводит к повышению ресурса и коэффициента полезного действия (КПД) узла в целом. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к антенной технике, а именно, к устройствам для снижения уровня обратного радиолокационного сигнала от воздухозаборника самолетного двигателя. Технический результат - снижение уровня радиолокационных отражений от видимых вращающихся частей двигателя при облучении и задание направления потока воздуха для улучшения аэродинамических характеристик. Результат достигается тем, что в устройстве полый корпус выполнен с возможностью фиксации на корпусе самолетного двигателя, с образованием единого воздушного канала с последним и воздухозаборником, объемная решетка выполнена в виде кольца с радиальными, s-образными в поперечном сечении, элементами аэродинамического профиля, установленными по окружности и жестко соединенными с кольцом и полым корпусом, а также дополнительными радиальными, s-образными в поперечном сечении, элементами аэродинамического профиля, выполненными меньшей длины, чем элементы аэродинамического профиля, каждый из которых установлен между близлежащими элементами аэродинамического профиля и жестко соединен с полым корпусом, при этом все элементы аэродинамического профиля установлены так, что заслоняют подвижные конструктивные элементы двигателя со стороны входа в полый корпус, а на поверхность объемной решетки нанесено радиопоглощающее покрытие. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Использование: для исследования радиопоглощающих свойств покрытий. Сущность изобретения заключается в том, что устройство для исследования радиопоглощающих свойств покрытий содержит средство фиксации, при этом радиопоглощающие покрытия нанесены на четыре металлические пластины, между которыми заключен по меньшей мере один съемный отражатель, причем металлические пластины образуют усеченную полую пирамиду с параллельными прямоугольными основаниями, двумя боковыми гранями и входным и выходным отверстиями, которые ограничены основаниями и двумя противоположными боковыми гранями пирамиды, торцы пластин со стороны входного отверстия выполнены скругленными и выпуклыми, а со стороны выходного отверстия торцы выполнены скругленными и вогнутыми, кроме того, боковые грани жестко соединены с основаниями посредством крепежных элементов, последние из которых установлены в пределах габаритов соединяемых пластин, при этом на каждом основании со стороны полости выполнено, по меньшей мере, по одному пазу под установку по меньшей мере одного съемного отражателя. Технический результат: обеспечение возможности создания устройства, которое обеспечивает универсальность, подобие реальной конструкции и минимизацию влияния его геометрического исполнения на точность замеряемых параметров в процессе испытаний исследования радиопоглощающих свойств радиопоглощающих покрытий (РПП). 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, кольцевой топливный коллектор, расположенный в проточной части и закрепленный на кольцевом элементе, выполненном разъемным из по меньшей мере трех сегментов, соседние из которых выполнены с возможностью фиксации относительно друг друга по торцам посредством соединения выступ-паз. Радиальные элементы размещены по одному на каждый сегмент, кольцевой элемент имеет стенки, образующие форму угла в плоскости, проходящей через ось кольцевого стабилизатора, при этом вершина угла направлена навстречу потоку и снабжена штуцерами подвода топлива, по одному на каждый сегмент, средствами крепления топливного коллектора, по одному на каждый сегмент, и средствами крепления стабилизатора к смежным элементам форсажной камеры, по меньшей мере одним на один сегмент. Каждый сегмент кольцевого элемента снабжен окружным перфорированным экраном, жестко закрепленным внутри сегмента с образованием полости между экраном и внутренней поверхностью стенок сегмента. Полости соседних сегментов сообщены друг с другом, каждый радиальный элемент имеет форму трапеции в поперечном сечении и снабжен торцевой стенкой на минимальном радиусе и радиальным перфорированным экраном, жестко закрепленным внутри радиального элемента с зазором с образованием полости между радиальным перфорированным экраном и внутренней поверхностью радиального элемента, причем полость последнего сообщена с полостью сегмента кольцевого элемента. Достигается повышение ремонтопригодности кольцевого стабилизатора, увеличение ресурса кольцевого стабилизатора и деталей форсажной камеры. 4 ил.
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно, к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, расположенные в проточной части. Кольцевой элемент корпуса выполнен разъемным из, по меньшей мере, трех сегментов, соседние из которых выполнены с возможностью фиксации друг относительно друга по торцам посредством соединения выступ-паз, при этом радиальные элементы размещены по одному на каждый сегмент. Кольцевой элемент имеет стенки, образующие форму угла в плоскости, проходящей через ось кольцевого стабилизатора, при этом вершина угла направлена навстречу потоку и снабжена средствами крепления стабилизатора к смежным элементам форсажной камеры, по меньшей мере, двумя на один сегмент. Каждый радиальный элемент имеет стенки, образующие форму трапеции в поперечном сечении и торцевую стенку на минимальном радиусе, при этом каждый сегмент кольцевого элемента и каждый радиальный элемент снабжен закладным элементом, закрепленным с зазором внутри сегмента посредством крепежных элементов с возможностью относительного перемещения вдоль последних. Закладной элемент выполнен единым для сегмента и радиального элемента, а между закладными элементами соседних сегментов имеется зазор. Закладной элемент выполнен сплошным из керамики. Технический результат - повышение ремонтопригодности кольцевого стабилизатора, увеличение ресурса кольцевого стабилизатора и деталей форсажной камеры, расположенных в непосредственной близости от последнего, что повышает прочностные свойства применяемых для их изготовления материалов в работе. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит две боковые стенки, донную часть, верхнюю часть и центральное тело, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости, центральное тело выполнено вертикальным и в сечении этой плоскостью асимметричным, площадь сечения центрального тела горизонтальной продольной плоскостью, а также плоскостью, параллельной ей и пересекающей выходную кромку, имеет в выходной части клиновидную форму, при этом со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности верхней части, центрального тела и донной части сформированы плоскими гранями с переходами между последними, при этом выходные кромки верхней части и донной части реализованы стреловидными или выполнены клиновидной формы, угол при вершине которых является тупым, а сами вершины смещены вдоль проточной части соответствующим порядком, притом данные вершины соединены выходной кромкой центрального тела, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали и расширяющимися в горизонтальном направлении. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь потока при обтекании центрального тела и повышение КПД узла в целом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит донную часть, верхнюю часть, две боковые стенки с закрепленным на них горизонтальным центральным телом, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости и имеет в выходной части клиновидную форму, при этом указанная площадь выполнена асимметричной, также со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности центрального тела, верхней части и донной части сформированы плоскими гранями, причем поверхности верхней части и донной части имеют по два перегиба с каждой стороны относительно плоскости симметрии, угол при вершине которых является тупым, вершины смещены вдоль проточной части, при этом расстояние между второй и третьей вершинами по меньшей мере в два раза больше, чем между первыми двумя вершинами, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали до вторых перегибов верхней части и донной части соответственно, при этом расширяющимися в направлении боковых стенок. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь потока при обтекании центрального тела и повышение КПД узла в целом. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области устройств для измерения параметров газового потока, преимущественно в турбомашиностроении, а именно к гребенкам замера параметров газового потока. Устройство для измерения параметров потока газа содержит обтекаемый корпус, с продольными и поперечными каналами, сообщенными между собой, датчики, установленные в поперечных каналах, со стороны набегающего потока газа. Устройство снабжено по меньшей мере одной съемной втулкой с пояском, зафиксированной в поперечном канале корпуса, фланцем, выполненным на корпусе. Корпус выполнен разъемным, состоящим из двух частей с ответными отверстиями под соединительные элементы для фиксации частей корпуса. Продольные и поперечные каналы образованы ответными канавками, выполненными на поверхностях разъемных частей корпуса, а датчики установлены в съемных втулках. Изобретение обеспечивает универсальность устройства при сохранении требуемой погрешности измерений и приводит к снижению затрат на испытания в целом. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение может быть использовано в области авиационного двигателестроения. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками. Каждая внешняя створка выполнена в виде полой балки переменной жесткости с закрепленными на ней закладными кронштейнами - центральным и концевым. Концевой кронштейн снабжен сдвоенным в окружном направлении подшипником скольжения, контактирующим с направляющим пазом коробчатого профиля, открытым с торца у среза сопла и выполненным за одно целое со сверхзвуковой створкой. Направляющий паз коробчатого профиля выполнен наклонным к полотну сверхзвуковой створки под углом 5…8 градусов с вершиной, направленной к корпусу сопла. Изобретение позволяет улучшить охлаждение двигателя, повысить надежность работы сопла при минимальных щелях между внешними и сверхзвуковыми створками на всех режимах работы двигателя, а также уменьшить нагрузки на мотогондолу. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для экспериментальной оценки вклада участков крупногабаритного объекта, например авиационного турбореактивного двигателя, в интегральную величину эффективной поверхности рассеяния двигателя. Достигаемый технический результат - определение эффективной поверхности рассеяния участков объекта для различных ракурсов. Указанный результат достигается за счет того, что способ измерения эффективной поверхности рассеяния крупногабаритных объектов включает установку объекта на опорно-поворотное устройство, измерение фона, эталонирование неподвижного объекта при его полном укрытии радиопоглощающим материалом, облучение и определение мощности отраженных сигналов при вращении объекта вокруг вертикальной оси, при этом объект разбивают на участки, измеряют мощность отраженных сигналов от участков при последовательном удалении с них радиопоглощающего материала и определяют ЭПР участков, затем получают интегральную ЭПР методом сравнения измерений, проведенных в штатном состоянии и с замаскированным участком, при этом относительный вклад каждого участка объекта в интегральную ЭПР в заданном угловом секторе определяют в соответствии с выражением:
где - средние значения ЭПР объекта в штатном состоянии и с замаскированным участком соответственно. В качестве радиопоглощающего материала используют материал с коэффициентом отражения электромагнитного излучения на металлической поверхности не более -20 дБ в рабочем диапазоне частот и поляризации электромагнитного излучения. 1 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для измерения амплитудных диаграмм обратного рассеяния авиационного турбореактивного двигателя. Стенд для измерения амплитудных диаграмм обратного рассеяния авиационных турбореактивных двигателей содержит поворотную платформу, приемное, передающее и регистрирующее устройства радиолокационной станции, измеритель углового положения платформы, переднюю и по крайней мере одну заднюю стойки с размещенным на них объектом исследования. Стойки размещены на платформе. Передняя стойка выполнена в виде пилона оживальной формы высотой не менее 1,5 м со средством крепления, выполненным в виде опорного желоба под исследуемый турбореактивный двигатель со штатными средствами зацепления. Задняя стойка размещена соосно с передней стойкой в упор к исследуемому двигателю и может быть выполнена в виде домкрата с возможностью регулирования угла наклона двигателя по отношению к платформе. Платформа, стойки и средство крепления полностью закрыты радиопоглощающим материалом с коэффициентом отражения электромагнитного излучения на металлической поверхности не более -20 дБ в исследуемом диапазоне частот радиолокационной станции. Технический результат - измерение амплитудных характеристик авиационного турбореактивного двигателя с точностью 1 дБ при различных углах места объекта, расширение спектра исследования цели и приближение к реальным условиям. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.
Изобретение относится к конструкции компрессоров ТРД с высоконапорными широкохордными рабочими лопатками
Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками
