Патенты автора Кузнецов Игорь Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). В маслосистеме, содержащей маслобак с горизонтальной перегородкой, разделяющей его на циркуляционный отсек в нижней части маслобака и отсек свободного объема в верхней части маслобака, масляный фильтр, корпус которого закреплен в горизонтальной перегородке, магистраль подвода масла с теплообменником, сообщенную с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, сифонный затвор, восходящая часть петли которого образована магистралью подвода масла, а нисходящая часть петли сифонного затвора образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра, жиклер, трубу суфлирования, установленную в отсеке свободного объема, согласно настоящему изобретению, труба суфлирования снабжена рубашкой охлаждения, сообщенной патрубком с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, а трубками - с циркуляционным отсеком, причем один конец патрубка встроен в верхнюю часть боковой стенки корпуса масляного фильтра, а другой его конец снабжен жиклером. Технические результаты, достигаемые заявленным устройством, заключаются в уменьшении концентрации масла газомасляной смеси в свободном объеме маслобака, более эффективном разделении масла и воздуха в трубе суфлирования и в центробежном суфлере, снижении выброса масла в составе газомасляной смеси в атмосферу, уменьшении уровня загрязнения окружающей среды и сокращении финансовых затрат на последующее приобретение масла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Технический результат - упрощение конструкции, уменьшение габаритов и веса маслобака. Предложена маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая маслобак 1 с горизонтальной перегородкой 2, разделяющей его на циркуляционный отсек 3 в нижней части маслобака 1 и отсек 4 свободного объема в верхней части маслобака 1, заборник, всасывающую магистраль, маслоагрегат, напорную магистраль, жиклер 5, масляный фильтр 6, корпус 7 которого размещен во внутренней полости маслобака 1, трубу подвода 8 к масляному фильтру 6, трубу отвода 9 от масляного фильтра 6. Корпус 7 масляного фильтра 6 расположен наклонно к горизонтальной перегородке 2. Жиклер 5, установлен на максимально удаленном от горизонтальной перегородки 2 участке боковой стенки корпуса 7 масляного фильтра 6 и выполнен сообщающим полость 10 корпуса 7 масляного фильтра 6 с отсеком свободного объема 4 маслобака 1. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Предложено жесткое сцепное устройство с универсальным прицепным хвостовиком для вагонов железнодорожного транспорта, состоящее из двух сцепок и двух центрирующих устройств, причем корпус каждой сцепки состоит из головы и прицепного хвостовика, связанных между собой цилиндрическим шарниром с горизонтально расположенным круглым шкворнем, голова одной из сцепок оборудована механизмами сцепления, а голова другой оборудована механизмом расцепления и направляющим конусом с деталями его крепления, причем в каждом хвостовике корпуса сцепки выполнено вертикально ориентированное отверстие для установки в него плоского шкворня, соединяющего сцепку с упряжью вагона. Форма и размеры хвостовика соответствуют форме и размерам хвостовой части автосцепки СА-3, что обеспечивает жесткому сцепному устройству взаимозаменяемость с автосцепкой СА-3. Применение универсального прицепного хвостовика обеспечивает возможность быстрой установки предлагаемого жесткого сцепного устройства вместо автосцепки СА-3 без замены упряжи. Кроме того, появляется возможность применения и других жестких сцепных устройств, после их доработки под установку универсального прицепного хвостовика. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Коробка двигательных агрегатов КДА ТРД содержит корпус и крышку, выполненных с уступообразным плоским дном и цилиндрическими стенками переменной кривизны. Корпус КДА седлообразно размещен на промежуточном корпусе двигателя. Корпус КДА выполнен с проемами для монтажа ЦС, НП, ДЦН и узел гибкого вала для передачи крутящего момента к агрегатам ВКА. Крышка КДА выполнена с проемами для монтажа на них MA, HP и НФ. Редуктор ввода крутящего момента в КДА выполнен содержащим главную коническую шестеренную пару ГКП ортогонально ориентированных конических ведущего и ведомого зубчатых колес, которая выполнена с передаточным числом iв.p.=(0,714÷0,99). В боковой стенке корпуса КДА выполнен проем для ввода крутящего момента через рессору, соединяющую ведущее колесо главной шестеренной конической пары КДА с ведомым коническим колесом ЦКП. Входной вал КДА выполнен совмещающим функцию вала ведомого колеса главной шестеренной пары КДА и функцию выполненного за одно целое с ним вала зубчатого цилиндрического колеса. Редукторы агрегатов сообщены по крутящему моменту с цилиндрическим зубчатым колесом с образованием разветвленной на две группы редукторов приводов с заявленным соотношением диапазонов значений передаточных чисел шестеренных пар. Ведущее колесо главной пары размещено на валу, установленном в шарико- и роликовом подшипниках. Ответное ведомое колесо установлено на входном валу КДА на опорно-упорном шариковом и опорном роликовом подшипнике. Зубья конических венцов ведущего и ведомого колес выполнены переменной высоты, уменьшающейся в сторону осевой вершины условного конуса вершин зубьев. Угол αо.д.к наклона образующей условного делительного конуса зубчатого венца к оси вала колеса определен в диапазоне αо.д.к1=(0,59÷0,85) [рад] для ведущего колеса и αо.д.к2=(0,74÷1,04) [рад] для ведомого колеса. Угол спирали βш, выраженный в той же проекции как угол между касательной к линии зуба к средней точке последней и радиусом той же точки, проведенным от оси вала колеса, вариантно определен в диапазоне значений βш=(0,21÷0,32) [рад]. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД на 2% и более чем в два раза повышение ресурса двигателя. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД) выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы - цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции для последовательного их соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют цапфу передней опоры, диски первой и второй ступеней, проставку. Во вторую секцию включают диск третьей ступени, цапфу задней опоры и проставку. Третья секция - диск четвертой ступени. На третьей стадии секции последовательно соединяют через проставки и завершают монтаж, присоединяя диск четвертой ступени. Диски всех ступеней включают обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей. Внешнюю поверхность обода дисков выполняют с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части. Количество и частоту размещения пазов для рабочих лопаток увеличивают в направлении потока рабочего тела от первого диска к третьему. Технический результат состоит в улучшении технологических параметров изготовления КНД, необходимых для повышения КПД, и расширении запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,1% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза без увеличения материалоемкости компрессора. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Опора вала ротора компрессора низкого давления расположена в промежуточном корпусе двигателя и содержит выполненный опорно-упорным шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть с внутренней стороны выполнена заодно с внешним кольцом шарикоподшипника, а по внешнему периметру закреплена в промежуточном корпусе двигателя и снабжена держателями крышек лабиринтных уплотнений. Роторная часть включает цапфу барабанно-дисковой составляющей вала ротора, разъемно соединенную с цилиндрической составляющей вала ротора, через которую роторная часть опирается на внутреннее кольцо шарикоподшипника, а также содержит полифункциональный внешний стяжной элемент в виде круглоцилиндрической гайки и соединительный элемент в виде полого болта. Роторная и статорная части опоры находятся в общей для них масляной среде. Корпус опоры снабжен дополнительными отверстиями для маслообмена и удаления масла при необходимости. Изобретение позволяет адаптировать компрессор низкого давления, как части двигателя, к более чувствительной к режиму поступления внешнего воздушного потока интенсивной работе в неподвижных условиях наземного функционирования. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, выполненный заедино с корпусом шарикоподшипника в виде конической диафрагмы, разъемно соединенной с фланцами шарикоподшипника и промежуточного корпуса двигателя. Внутреннее силовое кольцо выполнено для разъемного соединения с корпусом браслетного уплотнения и кольцевых держателей крышек лабиринтных уплотнений. Роторная часть опоры включает выполненные заедино нижнюю часть конической диафрагмы барабанно-дисковой составляющей, переходящей в цапфу вала ротора КНД, разъемно соединенную с цилиндрической составляющей вала полым стяжным болтом. На цилиндрической составляющей вала ротора установлены многогребешковый кольцевой элемент лабиринтного уплотнения, контактная втулка браслетного уплотнения и маслоотражательное кольцо, а также внутреннее кольцо шарикоподшипника, поджимаемые к упорному буртику цилиндрической составляющей вала внешним стяжным элементом с кольцевым бортовым элементом с образованием открытого коллектора для сбора и подачи смазочно-охлаждающей жидкости к телам качения шарикоподшипника, к маслоотражательному кольцу и контактной втулке браслетного уплотнения посредством каналов во внешней поверхности цилиндрической составляющей вала ротора. Контактная втулка браслетного уплотнения выполнена с маслоотводящим каналом системы охлаждения опоры. Контактная втулка и маслоотражательное кольцо образуют каналы для двух последовательных встречно направленных потоков проточного тракта смазочно-охлаждающей жидкости. Изобретение позволяет увеличить износостойкость опоры вала ротора КНД, улучшить работу смазочно-охлаждающей системы задней опоры, повысить КПД опоры и ресурс работы компрессора в целом. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора КНД ТРД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием кольцевых полок, разделенных по периметру обода кольцевым пазом для заведения хвостовиков лопаток рабочего колеса. Ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна, нормальной к оси вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в 5,5÷7,3 раза. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gy.п.=152,3÷218,9 [град/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки. Изобретение обеспечивает повышение кпд и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса последней четвертой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Браслетное контактное уплотнение вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя летательного аппарата установлено между масляной полостью и полостью суфлирования передней опоры. Браслетное уплотнение включает контактную втулку с подвижным примыканием к контактным поверхностям колец уплотнительного браслета, упруго-подвижно установленного в корпусе роликоподшипника. Контактная втулка состоит из внутреннего и внешнего колец. Внешнее кольцо выполнено с внутренним спиральным оребрением. Браслет выполнен состоящим из трех многосекционных колец. Внутреннее уплотнительное и радиально охватывающее его наружное кольца установлены в браслете с фронтальной стороны. Третье кольцо выполнено тыльным и примыкает к первым двум боковой гранью. Каждое из колец браслета выполнено из локальных секций, собранных с угловой частотой . Тыльное кольцо выполнено радиальной высотой, соответствующей суммарной радиальной высоте Σh внутреннего уплотнительного и наружного колец браслета. Кольца браслета снабжены разгрузочными воздушными каналами. Внешние поверхности наружного и тыльного колец браслета снабжены кольцевым пазом для стягивающей секции колец пружины. От осевого смещения браслет упруго зафиксирован упорным и стопорным кольцами. Для чего в каждой секции тыльного кольца выполнено не менее двух глухих отверстий, в которых установлены упирающиеся в упорное кольцо пружины сжатия. От смещения по окружности каждая секция наружного и тыльного колец обращена к стопорным элементам. Каждая секция внутреннего кольца смещена в браслете относительно осевой плоскости симметрии стопорного элемента на половину длины дуги секции и снабжена в средней части призматической выемкой для фиксации стопорным элементом. Технический результат группы изобретений заключается в повышении ресурса компрессора в два раза и продолжительности межремонтной работы двигателя на 18-20% за счет уменьшения изнашивания элементов опоры КНД ТРД ЛА. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо первой ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД) содержит диск, наделенный пазами, и лопаточный венец, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а лопатки содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу с градиентом Gп уменьшения толщины в указанном направлении, равным Gп=(δп.п. - δк.п.)/Нср=(0,11÷0,15) [м/м], где δп.п. - толщина периферийной части полотна диска; δк.п. - толщина прикорневой части полотна; Нср - радиальная высота полотна диска между участками сопряжений со ступицей и ободом. Ступица выполнена как одно целое с цапфой передней опоры вала ротора, односторонне развитой ко входу в КНД и выполненной с переменным диаметром, ступенчато уменьшающимся не менее чем через два уступа от полотна диска к опорному концевому участку цапфы. Внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, причем обод соединен с полотном диска с образованием фронтальной и тыльной кольцевых конических полок. Тыльная полка снабжена кольцевым элементом, выполненным для последующего неразъемного соединения с фронтальной полкой полотна диска второй ступени, а пазы равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(4,6÷6,2) [ед/рад] и выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска, при этом подошва каждого паза расположена в плоскости, параллельной оси вала ротора, а продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора в проекции на указанную плоскость угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16÷22)°, а входная и выходная кромки пера выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равным Gу.х.=(Lп.х. - Lк.х.)/Hcp=(9,3÷13,3)·10-2 [м/м], где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (КНД ГТД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием кольцевых полок. Обод диска снабжен равномерно разнесенных по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(20,1÷29,6)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(217,0÷311,9) [град/м]. Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м]. Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости (ГДУ) на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо третьей ступени вала ротора КНД ГТД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Обод диска снабжен равномерно разнесенной по периметру диска системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом . Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом . Изобретение позволяет повысить КПД и увеличить запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Передняя опора вала ротора КНД ГТД содержит роликоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, который соединен с корпусом роликоподшипника и охвачен ступицей ВНА с образованием компактных кольцевых полостей. Одна полость снабжена упругим кольцом. Другая кольцевая полость содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала с системой упругих балочек. Статорная часть опоры включает формообразующие кольцевые элементы полостей наддува воздуха, суфлирования и масляной. Роторная часть опоры включает цапфу передней опоры, состоящую из полого цилиндрического участка, с установленными на нем внутренним кольцом роликоподшипника и двумя гребешковыми кольцами лабиринтов, разделяющими масляную и суфлирующую полости, а также суфлирующую полость и полость наддува воздуха, объем которой ограничен третьим гребешковым кольцом лабиринта, установленным на конической диафрагме цапфы. Элемент упругого демпфирования колебаний вала ротора включает систему продольно ориентированных упругих балочек, расположенных по периметру корпуса опоры с угловой частотой γп.б.к., определенной в диапазоне γп.б.к.=(7,2÷14,4) [ед/рад]. Балочки разделены прорезями, ширина которых в (1,1÷2,4) раза превышает ширину балочек. Корпус опоры наделен тремя фланцами, наделенными группами отверстий соответственно для центрирования, крепления, демонтажа и отвода масла. Технический результат группы изобретений заключается в расширении диапазона рабочих режимов устойчивой работы двигателя с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты и повышением ресурса компрессора и двигателя в целом. 5 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления ГТД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых полок. Тыльная полка выполнена с возможностью неразъемного соединения через проставку с диском следующей ступени. Для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска выполнены отверстия под крепежные элементы. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Полотно снабжено коническим кольцевым элементом, выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, составляющим не менее 48°. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления ГТД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,54÷0,77) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(6,0÷8,2) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления ТРД диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод с пазами для заведения хвостовиков лопаток рабочего колеса и полотно, снабженное наклонными полками. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу с градиентом Gу.т. уменьшения толщины в указанном направлении, равным Gу.т.=(0,05÷0,07) [м/м]. Средний радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,46÷0,65) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(10÷15)°. Градиент радиального расширения обода Gоб определен в диапазоне Gоб=(0,18÷0,26) [м/м]. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(5,4÷7,7) [ед/рад]. Продольная ось паза образует с осью вала ротора в проекции на плоскость, параллельную оси вала ротора, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса второй ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего силовую турбину, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(38,7÷46,7)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gy.п=(217,0÷311,9) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x=(2,9÷4,3)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gy.т.=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м]. Технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени вала ротора КНД ГТД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов ГДУ компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопатка четвертой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, содержащего рабочее колесо с диском, наделенным пазами, и лопаточным венцом, имеющим решетку профилей пера с фронтальной линией. Лопатка содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(49,7÷57,7)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п=(152,3÷218,9) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х=(4,3÷6,2)·10-2 [м/м]. Лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде Lcp, разделяющей площадь рабочей поверхности профиля на две равные части, составляющим h/Lcp=(1,5÷2,2). Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,6÷2,3)10-2 [м/м]. Технический результат состоит в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,4% при повышении ресурса лопатки в 2 раза. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса второй ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), содержащего рабочее колесо с диском, наделенным пазами, и лопаточным венцом, имеющим решетку профилей пера с фронтальной линией. Лопатка содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк = (68,8÷74,8)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п = (207,3÷297,9) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х = (6,6÷9,5)·10-2 [м/м]. Перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т = (1,54÷2,2)·10-2 [м/м]. Технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов ГДУ компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса второй ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью вращения ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика, обеспечивающий получение угла установки профиля пера в корневом сечении лопатки в диапазоне αк=(17÷27)°. Перо лопатки выполнено с закруткой относительно оси пера, обеспечивающей нарастание угла установки профиля пера по высоте лопатки с радиальным удалением от оси вращения ротора с градиентом Gу.п, определенным в диапазоне Gу.п=(159,2÷245,8) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х, составляющим (1,6÷2,5)·10-2 [м/м]. Толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,42÷1,71)·10-2 [м/м]. Достигаемый технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД ГТД, а также в увеличении рабочего ресурса без увеличения материалоемкости и трудоемкости установки лопатки в рабочее колесо компрессора. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции, предназначенные для последовательного соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют, последовательно соединяя цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и проставку. В состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют цапфу задней опоры вала ротора и проставку. Третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени. На третьей стадии монтажные секции последовательно разъемно соединяют через проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя проставку второй секции с третьей секцией. Диски всех ступеней изготавливают в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием. Обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом в средней условной плоскости полотна диска, равным проектному радиусу внутреннего контура проточной части двигателя в указанном сечении, считая от оси вала до внешней поверхности обода. Обод каждого диска снабжают пазами, предназначенными для лопаток ротора, которые равномерно распределяют по периметру и выполняют наклонными к оси вала. Количество и частоту размещения пазов увеличивают в направлении потока рабочего тела от диска к диску от первой к третьей секции, в том числе, размещая продольные оси пазов в ободе диска третьей ступени с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед/рад] и наклоном к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза. Технический результат группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в улучшении технологических параметров изготовления КНД, необходимых для повышения КПД и расширения запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,2% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза без увеличения материалоемкости компрессора. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции для последовательного их соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют, последовательно соединяя, цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и проставку. В состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют цапфу задней опоры вала ротора и проставку. Третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени. На третьей стадии монтажные секции последовательно соединяют через проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя проставку второй секции с третьей секцией. Диски всех ступеней изготавливают в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием. Обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом в средней условной плоскости полотна диска, равным проектному радиусу внутреннего контура проточной части двигателя в указанном сечении, считая от оси вала до внешней поверхности обода. Обод каждого диска снабжают пазами для лопаток ротора, которые равномерно распределяют по периметру и выполняют наклонными к оси вала. Количество и частоту размещения пазов увеличивают в направлении потока рабочего тела от диска к диску от первой к третьей секции, в том числе, размещая продольные оси пазов в ободе диска с заявленными угловой частотой и наклоном к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза. Технический результат группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в улучшении технологических параметров изготовления КНД, необходимых для повышения КПД и расширения запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,2% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза без увеличения материалоемкости компрессора. 6 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых полок. Тыльная полка выполнена с возможностью неразъемного соединения с проставкой, обращенной к диску следующей ступени. Для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска выполнены отверстия под крепежные элементы. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с заявленной угловой частотой и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Полотно снабжено коническим кольцевым элементом, выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса третьей ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рабочее колесо второй ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также рабочие лопатки, выполненные выпукло-вогнутыми в поперечном сечении. Каждая лопатка комплекта включает перо и хвостовик. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока конических полок. Суммарная равноплечая часть ширины полок снабжена пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Выступающие за габарит пазов консольные участки полок обода развиты до контакта с ответными полками ободов дисков предшествующей и последующей ступеней. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(21÷27)°. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(159,2÷245,8) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса второй ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотном диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска третьей ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени и полотно диска третьей ступени снабжены кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными диафрагмами цапф передней и задней опоры. Образующая кольцевого элемента диска третьей ступени наклонена к оси вала под углом β. В заявленном узле диски соединены через кольцевые проставки. Проставки снабжены Г-образным в консольным отгибом, образующим фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с соответствующим диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса четвертой ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α0 установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне α0=(19,7÷32,3)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне (151,7,0÷274,0) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания ГТД, по меньшей мере, по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Также представлен газотурбинный двигатель, выполненный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, повышение достоверности эксплуатационных характеристик ГТД и репрезентативности результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (ГТД), при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей: модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также газотурбинный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества ГТД и достоверность экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя. 6 н. и 16 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания ГТД, по меньшей мере, по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя. Также представлен газотурбинный двигатель, выполненный согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также повысить достоверность эксплуатационных характеристик ГТД и репрезентативности результатов испытаний для разных газодинамических ситуаций работы двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), при котором создают ротационно-обновляемый запас восстановленных деталей: модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также турбореактивный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества ТРД и достоверность экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя. 6 н. и 16 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и обслуживание модулей, узлов и коммуникационных систем, на завершающей стадии капитального ремонта после сборки двигатель подвергают испытаниям на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором, включающим отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. Технический результат состоит в упрощении технологии эксплуатации, включая сокращение трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе эксплуатации при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к устройствам резервного управления механизацией крыла самолета. Сдвоенная ручка блока переключателей резервного управления включает два двуплечих рычага, соосно установленных с возможностью автономных и совместных поворотов при блокировке рычагов. Рычаги снабжены поверху соосным пазом и откидным двуплечим блокирующим фиксатором с возможностью возвратно запирающего заведения одного плеча фиксатора в паз. Другое плечо фиксатора подпружинено. Изобретение направлено на сокращение времени перевода ручки из нейтрального положения в активное полетное положение управления механизацией крыла самолета и наоборот - в разблокированное положение для контрольной по канальной проверки резерва управления механизацией. 4 ил.

Изобретение относится к подрессориванию транспортных средств. Система стабилизации корпуса гусеничной машины включает ходовую часть с ведущими колесами и опорными катками, управляемую гидросистему, гидравлический насос, всасывающую и нагнетательную магистрали, пневмогидроаккумулятор, гидроусилитель, исполнительные механизмы и блок управления. Силовая часть системы выполнена в виде автономных блоков, установленных внутри опорных катков гусеничной машины и снабженных гидравлическим радиально-поршневым насосом. Насос своим корпусом встроен внутрь массивной оси балансира, являющейся опорой катка. Вал насоса через ступицу соединен с ободом катка. Гидронасос снабжен плоским распределителем, сообщающимся со встроенными внутри тела балансира всасывающей магистралью, соединенной с баком, и нагнетающей магистралью, соединенной с пневмогидроаккумулятором и исполнительным механизмом. Нагнетающая магистраль проходит через двухпозиционный электромагнитный клапан с гидроусилителем, блок переключения режимов, соединенный с гидравлической магистралью, и предохранительные клапаны. Клапаны являются агрегатами распределения и управления системой. Исполнительный механизм выполнен в виде управляемого моментного гидроцилиндра, корпус которого размещен в корпусе транспортного средства. Способ стабилизации корпуса заключается в создании стабилизирующих усилий, воздействующих на корпус со стороны подвески при движении. Энергию для создания стабилизирующих усилий получают за счет кинетической энергии вращения опорных катков при взаимодействии их с гусеницами транспортного средства. Превращают ее в потенциальную энергию давления рабочей жидкости. Затем аккумулируют и расходуют в исполнительных механизмах системы подрессоривания. Достигается повышение стабилизирующих свойств и улучшение компоновочных решений. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к колесно-шагающим сочлененным транспортным средствам, снабженным манипулятором и приспособленным для передвижения внутри труб

Изобретение относится к теплоэнергетике, а именно к изготовлению блоков для блочно-секционных устройств утилизации тепла отходящих от агрегатов газов, в частности, для подогрева воздуха выхлопными продуктами сгорания, поступающими от компрессора газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата на компрессорных станциях магистральных газопроводов

Изобретение относится к теплоэнергетике, а именно к устройствам для утилизации тепла отходящих от агрегатов газов, в частности, для подогрева воздуха выхлопными продуктами сгорания, поступающими от компрессора газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата на компрессорных станциях магистральных газопроводов

Изобретение относится к области энергетики, а именно к аппаратам воздушного охлаждения, применяемым, в частности, для охлаждения природного газа

Изобретение относится к области машиностроения и испытательной техники и может быть использовано, в частности, для обеспечения работы труб под давлением, а также при гидравлических испытаниях труб на герметичность

Изобретение относится к области машиностроения и испытательной техники и может быть использовано, в частности, для обеспечения работы труб под давлением, а также при гидравлических испытаниях труб на герметичность для зажима присоединяемых к гидравлической системе труб

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх