Патенты автора Имаев Тахир Фатехович (RU)

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора. Антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, сообщенной с внутренними полостями стоек и подключенной к первому выходу основного управляемого переключателя, сообщенного входом с каналом отвода охлаждающего воздуха из полости охлаждения обратимой электрической машины и подключенного приводом к системе управления силовой установки. Воздухозаборный канал снабжен воздушным коллектором, сообщенным с выходными отверстиями полых стоек. В канале подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения надроторного устройства установлен дополнительный управляемый переключатель, к одному из входов которого подключен второй выход основного управляемого переключателя, а к другому входу через дополнительно установленный обратный клапан - выход коллектора. Привод дополнительного управляемого переключателя подключен к системе управления силовой установки. Техническим результатом изобретения является повышение экономичности газотурбинной силовой установки на крейсерских режимах полета летательного аппарата, а также надежности работы силовой установки на максимальных форсированных режимах работы турбодвигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного машиностроения, а конкретно к системам крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата. Система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата содержит пилон, имеющий силовую балку, закрепленный на ней обтекатель и механически связанные с ней средства крепления пилона к корпусу летательного аппарата. Силовая балка выполнена в виде пространственной каркасной рамы, расположенной по длине вдоль оси двигателя, имеющей торцевые стенки, стыковочные поверхности, сопряженные со стыковочными поверхностями силовых корпусных элементов газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, и средства ее крепления к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположенные в передней и задней частях каркасной рамы. Каркасная рама выполнена прямоугольной в поперечном сечении и снабжена поперечной силовой перегородкой, ограничивающей переднюю и заднюю части каркасной рамы, силовые корпусные элементы газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования выполнены кольцевыми и снабжены дополнительными средствами крепления к корпусу летательного аппарата, расположенными на противоположных сторонах силовых корпусных элементов относительно их стыковочных поверхностей. Стыковочные поверхности каркасной рамы, сопряженные со стыковочными поверхностями газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположены на противоположных сторонах задней части каркасной рамы, средства крепления которой к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования выполнены резьбовыми. Средства крепления передней части каркасной рамы выполнены в виде двух цилиндрических цапф с осями, ориентированными вдоль длины каркасной рамы, и двух кронштейнов с муфтами под цапфы, один из которых закреплен на силовом корпусном элементе газотурбинного двигателя, а другой - на силовом корпусном элементе вспомогательного оборудования, цилиндрическая цапфа средства крепления вспомогательного оборудования закреплена на поперечной силовой перегородке каркасной рамы, а цилиндрическая цапфа средства крепления газотурбинного двигателя закреплена на торцевой стенке передней части каркасной рамы. Изобретение позволяет повысить надежности системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата. 6 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя. Согласно изобретению обратимая электрическая машина снабжена системой охлаждения с каналами подвода и отвода охлаждающего воздуха, стойки воздухозаборного канала выполнены полыми, центральный обтекатель снабжен внутренней обечайкой, а антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, подключенной через переключатель к каналу отвода охлаждающего воздуха из системы охлаждения обратимой электрической машины и сообщенной с внутренними полостями стоек, причем упомянутые полости стоек сообщены с воздухозаборным каналом через калиброванные отверстия, выполненные в боковых стенках стоек. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы и экономичности газотурбинной силовой установки за счет использования в антиобледенительном устройстве тепла, полученного в системе охлаждения обратимой электрической машины. 3 ил.

Изобретение относится к области технической физики, а именно к пневматическим устройствам для испытания конструкции двигателя летательного аппарата на ударное воздействие и может быть использовано при экспериментальных исследованиях и стендовых испытаниях на устойчивость элементов конструкции двигателя летательного аппарата при ударном воздействии от столкновений, преимущественно с обломками льда на режимах полета. Сущность изобретения состоит в том, что пневматическое устройство выполнено в виде корпуса, содержащего последовательно расположенные камеру высокого давления, подключенную к источнику рабочей среды и контейнер, сообщенный с камерой высокого давления при помощи переходного канала, и средство фиксирования образца в контейнере, установленное на выходном срезе контейнера по его периметру и выполненное в виде уплотнения из упругого материала. При этом образец выполнен в виде бруса льда, размеры которого соответствуют размерам контейнера, а в качестве рабочей среды используют охлажденный воздух. Технический результат заключается в обеспечении характерных особенностей ударного воздействия обломков льда на элементы конструкции двигателя летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано при изготовлении пустотелой лопатки для газотурбинного двигателя

Изобретение относится к способу изготовления облегченной лопатки для газотурбинных двигателей и может найти использование в энергетическом машиностроении

Изобретение относится к области электронно-лучевой сварки, в частности к способу изготовления блинга газотурбинного двигателя электронно-лучевой сваркой

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к авиационному двигателестроению, и может быть использовано в поворотных устройствах крепления лопаток направляющего аппарата осевого компрессора

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению, в частности к системам смазки подшипниковых опор газотурбинных двигателей, и может быть использовано для подачи масла в подшипники, например межроторные подшипники высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к конструкции регулируемых направляющих аппаратов компрессоров газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области конструирования газотурбинных двигателей, преимущественно, конструированию узла статора осевого компрессора

 


Наверх